CN112594093B - 用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统。此系统包括存储机构以及液体增压机构；存储机构用于存储推进剂；液体增压机构包括往复式容积泵，存储机构与往复式容积泵连通，往复式容积泵用于对推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给给姿轨控发动机机构。液体增压机构不同于传统挤压式或涡轮泵压式输送系统，本申请不再使用高压气瓶以及涡轮泵组件，利用轻质的往复式容积泵对从存储机构内流出的推进剂进行增压，能够使得推进剂具有较高的比冲性能。

Description

用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统。

背景技术

姿轨控发动机是火箭及卫星、上面级航天器的重要组成部分，能够决定航天器的机动性能以及入轨的精度。随着航天技术领域的不断开拓创新，现有的姿轨控发动机多为固体火箭发动机及液体肼类发动机，其中固体火箭发动机虽然结构简单，但难以多次开关机，因此无法满足未来对上面级航天器提出的高机动性的要求。液体肼类发动机推力大可通过流量改变进行推力调节，但设计复杂，技术繁琐，同时为有毒推进剂，使用成本高。选用固液火箭发动机可以有效弥补上述问题，当前固液发动机的输送系统多数采用挤压式系统或涡轮泵式系统。

其中，挤压式输送系统利用高压气瓶增压，贮箱内承受压力较大，需要较大的壁厚，在长时间工作情况下，第一方面，气瓶以及贮箱的重量过大，不能满足姿轨控发动机轻质量的要求；第二方面，其供应压力较低，限制了推进剂组元比冲性能的发挥；第三方面，挤压式输送系统采用减压器对压力进行调节和控制，调节的精度较低，调节难度较大，在供给氧化剂的过程中，存在较长时间的管路填充过程，最终导致系统的响应时间较长。

其中，涡轮泵压式系统中涡轮与泵的耦合设计复杂，涡轮驱动的增压泵会在低流量范围内出现失速的情况，而姿轨控发动机的流量相对较低，即涡轮泵压式系统使用受限。

因此，亟需一种于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，在一定程度上以解决现有技术中存在的技术问题。

发明内容

本申请的目的在于提供一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，在一定程度上可以解决现有技术中无法同时满足姿轨控发动机高可靠、可变推、轻量化、快响应的问题。

本申请提供了一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，包括存储机构以及液体增压机构；

所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构。

在上述技术方案中，进一步地，所述液体增压机构还包括控制阀和燃气发生器；

所述存储机构通过第一管路与所述往复式容积泵的进液端口连通，所述往复式容积泵的出液端口通过第三管路依次连通所述控制阀和所述燃气发生器；

所述燃气发生器用于催化分解部分所述推进剂，并通过所述第三管路导通至所述往复式容积泵的进气端口；部分所述推进剂经过所述燃气发生器催化分解为推进剂燃气，所述推进剂燃气用于往复式容积泵内推进剂组元的增压。

所述控制阀用于调控所述第三管路上的所述推进剂的流量。

在上述技术方案中，进一步地，所述往复式容积泵的数量为多个；

所述第一管路通过多个第一支路分别与多个所述往复式容积泵的进液端口一一对应连通；

多个所述往复式容积泵的多个出液端口一一对应地通过第二支路与第三管路的一端连通；

多个所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压。

在上述技术方案中，进一步地，所述液体增压机构还包括换向阀；

所述换向阀设置于所述第三管路上，且其一端与所述燃气发生器导通，另一端通过与多个所述往复式容积泵的进气端口一一对应连通；

多个所述往复式容积泵的出气端口处设置均有排气电磁阀。

在上述技术方案中，进一步地，所述控制阀为先导比例溢流阀或流量调节阀。

在上述技术方案中，进一步地，所述第一支路上设置有第一单向阀；所述第二支路上设置有第二单向阀；

所述出液端口与所述燃气发生器之间的所述第三管路上设置有过滤器；

所述换向阀与所述燃气发生器之间的所述第三管路上还设置有气路电磁阀。

在上述技术方案中，进一步地，所述姿轨控发动机机构包括姿控发动机和轨控发动机；

所述姿控发动机通过第四管路连通所述换向阀与所述燃气发生器之间的第三管路上；所述轨控发动机通过所述第二管路连通至所述出液端口与所述控制阀之间的所述第三管路上；

加压后的所述推进剂的一部分通过所述第三管路流至所述往复式容积泵内并用于维持推进剂的增压过程，另一部分通过所述第二管路进入到所述轨控发动机内。

在上述技术方案中，进一步地，所述第二管路上依次设置有第一液路电磁阀、压力补偿器以及波纹管；所述波纹管靠近所述轨控发动机设置；

所述第四管路上设置有第二液路电磁阀。

在上述技术方案中，进一步地，所述存储机构包括贮箱；

所述贮箱包括壳体以及设置于所述壳体内的液囊以及气垫；所述气垫设置于所述液囊的上方；所述气垫内填充有氮气；所述液囊内填充有推进剂；

所述存储机构还包括泄气阀和安全阀；

所述泄气阀设置于所述壳体上，当向所述液囊内填充所述推进剂时，打开所述泄气阀，以排出所述壳体内的气体；

所述安全阀设置于所述壳体上，当所述贮箱内压力超压时，打开所述安全阀以对所述贮箱泄压。

在上述技术方案中，进一步地，所述存储机构还包括泄放阀和电爆阀；

所述泄放阀和所述电爆阀均设置于所述第一管路上；

所述泄放阀用于所述推进剂的加注或泄放；

当运输所述存储机构时，所述电爆阀用于密封所述贮箱。

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

本申请提供了一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，包括存储机构以及液体增压机构；所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构。

具体地，用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统可应用于上面级姿轨控发动机。其中所述液体增压机构不同于传统挤压式或涡轮泵压式输送系统，用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统不再使用高压气瓶以及涡轮泵组件，利用轻质的往复式容积泵对从存储机构内流出的推进剂进行增压，能够使得推进剂具有较高的比冲性能，并且能够同时满足姿轨控发动机高可靠、可变推、轻量化、快响应的性能。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请提供的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统中应用流量调节阀的结构示意图；

图2为本申请提供的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统中应用先导比例溢流阀的结构示意图。

图中：100-存储机构；101-贮箱；102-液囊；103-气垫；104-泄气阀；105-安全阀；106-第一管路；107-泄放阀；108-电爆阀；109-壳体；201-先导比例溢流阀；202-燃气发生器；203-换向阀；204-第一往复式容积泵；205-一号第一支路；206-一号进液端口；207-第二往复式容积泵；208-二号第一支路；209-第二进液端口；210-第一出液端口；211-第二出液端口；212-第一排气电磁阀；213-第二排气电磁阀；214-第二管路；215-第三管路；216-一号第三支路；217-二号第三支路；230-一号出气端口；231-二号出气端口；232-流量调节阀；235-过滤器；236-气路电磁阀；300-姿轨控发动机机构；301-姿控发动机；302-轨控发动机；303-第四管路；304-第一液路电磁阀；305-压力补偿器；306-波纹管；307-第二液路电磁阀。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

本申请中选用固液火箭发动机满足上面级航天器提出的高机动性的要求。

结合图1和图2所示，本申请提供一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，包括存储机构100以及液体增压机构；

所述存储机构100用于存储推进剂，所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构100通过第一管路106与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压；并用于将增压后的推进剂供给所述姿轨控发动机机构300。

具体地，用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统可应用于上面级姿轨控发动机。其中所述液体增压机构不同于传统挤压式或涡轮泵压式输送系统，用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统不再使用高压气瓶以及涡轮泵组件，利用轻质的往复式容积泵对从存储机构100内流出的推进剂进行增压，能够使得推进剂具有较高的比冲性能。

具体地，现有固液火箭发动机系统大多采用挤压式或涡轮泵压式的方式，挤压式压力较低同时高压气瓶的重量较大，涡轮泵压式中涡轮泵的设计复杂，相比于现有技术中的上述问题，本申请采用往复式容积泵，效率高、体积小、质量轻、驱动便捷、安全可靠。

更具体地，往复式容积泵可以采用活塞泵或柱塞泵中的任意一种，往复式容积泵自吸能力好，在工作时可以产生足够的负压，对泵前压力要求较低，与叶片泵相比不易出现汽蚀现象，在高增压、小流量的工作条件下效率高，体积小、质量轻，驱动便捷，更加安全，可以无限制次数关机启动，这些特点可以满足姿轨控发动机高可靠、可变推、轻量化和快响应的要求。

在该实施例中，进一步地，所述存储机构100包括贮箱101；所述贮箱101包括壳体109以及设置于所述壳体109内的液囊102以及气垫103；所述气垫103设置于所述液囊102的上方；所述气垫103内填充有高压氮气；所述液囊102内填充有高浓度推进剂。

具体地，本申请中的贮箱101是一种囊式贮箱，一方面，可以在高空中避免夹气；另一方面，氮气和推进剂隔离开设置，更安全。

更具体地，所述壳体109包括圆筒段以及设置于圆筒段两侧的椭球封头段。

在该实施例中，所述存储机构100还包括泄气阀104和安全阀105；所述泄气阀104设置于所述壳体109上，当向所述液囊102内填充所述推进剂时，打开所述泄气阀104，从而将所述壳体109内的气体排出。

所述安全阀105设置于所述壳体109上，当所述贮箱101内压力超压时，打开所述安全阀105以对所述贮箱101泄压。

在该实施例中，进一步地，所述存储机构100还包括设置于所述第一管路106上的泄放阀107和电爆阀108；

所述泄放阀107用于所述推进剂的加注以及紧急情况下对推进剂的泄放。

所述电爆阀108靠近所述液体增压机构；当运输所述存储机构100时，所述电爆阀108用于密封所述贮箱101。

在该实施例中，进一步地，所述液体增压机构还包括控制阀、燃气发生器202以及换向阀203；所述往复式容积泵的数量为多个，在该实施例中以往复式容积泵设置有两个为例，分别为第一往复式容积泵204和第二往复式容积泵207；所述第一管路106通过第一号支路与第一往复式容积泵204的一号进液端口206连通，所述第一往复式容积泵204的第一出液端口210通过一号第二支路与所述第三管路215的一端连通。

所述第三管路215的另一端与所述换向阀203的一端连通，基于该实施例中的往复式容积泵设置有两个，即所述换向阀203采用两位三通阀；所述换向阀203的另一端通过一号第三支路216与第一往复式容积泵204的进气端口连通，所述第一往复式容积泵204的一号出气端口230设置有第一排气电磁阀212。

所述第一管路106通过二号第一支路208与第二往复式容积泵207的第二进液端口209连通，所述第二往复式容积泵207的第二出液端口211通过二号第二支路与所述第三管路215的一端连通；所述换向阀203的另一端通过二号第三支路217与第二往复式容积泵207的进气端口连通，所述第二往复式容积泵207的二号出气端口231设置有第二排气电磁阀213；

所述第一往复式容积泵204的出气端口处设置有第一排气电磁阀212；所述第二往复式容积泵207的出气端口处设置有第二排气电磁阀213；第一排气电磁阀212和第二排气电磁阀213分别控制两个往复式容积泵的排气过程，以使两个排气电磁阀交替进行工作。

所述燃气发生器202以及所述控制阀均设置于所述第三管路215上，且所述控制阀靠近所述出液端口，所述燃气发生器202能够将从所述第三管路215输送过来的高浓度推进剂(过氧化氢)催化分解产生感温燃气。

具体地，第一往复式容积泵204和第二往复式容积泵207内具有液体腔和气体腔，其原理为在燃气的驱动下，推动活塞在泵缸内进行往复直线运动，使泵缸内的液体腔和气体腔的容积发生变化，一个周期内要进行排气进液以及进气排液的工作。

更具体地，在该实施例中以两个往复式容积泵为例，即将所述换向阀203优选设置为两位三通阀，在实际的工作过程中，换向阀203根据施加的往复式容积泵的个数而定。

更具体地，在实际的工作过程中：在姿轨控发动机机构300工作前，步骤100：在所述贮箱101内的所述气垫103内预先充入高压氮气作为贮箱101的增压源。步骤200：打开所述电爆阀108，推进剂从所述贮箱101内流出，并分别通过一号第一支路205和二号第一支路208分别进入到第一往复式容积泵204和所述第二往复式容积泵207的液体腔内，并能够从一号第二支路和二号第二支路经由所述第三管路215流入至燃气发生器202内(注意以上过程中的姿轨控发动机机构300、所述第一往复式容积泵204以及所述第二往复式容积泵207均是未工作的状态)。步骤300：所述推进剂会在燃气发生器202内进行催化分解，并产生高温燃气，产生的高温燃气在换向阀203的作用下会流至所述第一往复式容积泵204或第二往复式容积泵207的气体腔内，即会推动活塞向上运动(此时的所述第一往复式容积泵204或所述第二往复式容积泵207开始工作)，向上运动的活塞会将液体腔内的推进剂通过所述一号第一支路205或二号第一支路208再次流出，即实现了推进剂的增压；进一步地，换向阀203的使用，可以利用所述第一往复式容积泵204和所述第二往复式容积泵207交替进行推进剂的增压，由燃气发生器202产生的高温燃气推动所述第一往复式容积泵204的活塞泵和所述第二往复式容积泵207的活塞泵周期交替工作，即当所述第一往复式容积泵204实现进气排液时，所述第二往复式容积泵207实现进液排气，进而不断使得推进剂具有较高压力。

具体地，增压后的推进剂的压力大小取决于燃气发生器202产生的燃气压力，上述液体增压机构是一种闭环系统，通过控制阀进行推进剂的控制与调节，实现闭环系统内流量的精确稳定控制，以下以所述控制阀为先导比例溢流阀201和流量调节阀232分别进行阐述。

结合图2所示，当所述控制阀为先导比例溢流阀201时，可根据输入的电压信号调节用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统的压力。在本申请中，此压力反应推进剂在第二管路214上的压力，当压力小于先导比例溢流阀201预设值时，增压后的推进剂一部分正常进入燃气发生器202，继续增压，增压后的推进剂的另一部分流至姿轨控发动机机构300；当压力达到或高于预设值时，多余的增压后的推进剂通过先导比例溢流阀201的旁路流回至第一管路106，从而降低流至姿轨控发动机机构300的压力，使其压力稳定在预设值上。

当进行推力调节时，可以通过P I D进行动态调节，实时改变流量以及增压压力。同时先导比例溢流阀201还可以有效降低在关机启动过程中，一旦第一液路电磁阀304突然关闭时，往复式容积泵产生的水击损失。

结合图1所示，所述第二管路214上设置有流量计以及压力传感器，流量计以及压力传感器靠近所述第三管路215设置，当所述控制阀为流量调节阀232时，所述流量计以及所述压力传感器实时检测增压后的推进剂的流量以及压力，并将检测到的数据与预设值进行对比，根据对比后的结果利用P I D控制调节流量调节阀232的开度大小使流量和压力均稳定在预设值的精度要求范围内。当推进剂的推力需求改变时，改变流量调节阀232的开度使用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统重新平衡，此种流量调节阀232的调节方式使用简单。

具体地，除了这上述两种阀门设计方案，也可以采用其它的控制方案，实现推进剂增压压力的精确控制，均不超出本申请的保护范围。

在该实施例中，进一步地，所述一号第一支路205以及二号第一支路208上靠近所述往复式容积泵的一端均设置有第一单向阀；所述一号第二支路以及二号第二支路上靠近所述往复式容积泵的一端均设置有第二单向阀；其中第一单向阀和第二单向阀配合往复式容积泵使用，以防止在工作或姿轨控发动机机构300关机启动过程中推进剂回流致存储机构100出现严重的安全事故，另外，单向阀的具体使用数量需要根据往复式容积泵的缸数确定。

在该实施例中，所述出液端口与所述燃气发生器202之间的所述第三管路215上设置有过滤器235，过滤器235过滤推进剂中的杂质，以防止杂质进燃气发生器202以及姿轨控发动机机构300，发生安全事故。

在该实施例中，所述换向阀203与所述燃气发生器202之间的所述第三管路215上还设置有气路电磁阀236，气路电磁阀236决定燃气发生器202催化分解产生的高温燃气能否进入往复式容积泵，从而控制往复式容积泵的工作启停。

在该实施例中，所述姿轨控发动机机构300包括姿控发动机301和轨控发动机302；所述姿控发动机301通过第四管路303设置于所述换向阀203与所述燃气发生器202之间的第三管路215上；所述轨控发动机302通过所述第二管路214连通至所述出液端口与控制阀之间的所述第三管路215上；加压后的推进剂一部分通过所述第三管路215流至所述往复式容积泵内，且另一部分通过所述第二管路214进入到所述轨控发动机302内。

具体地，所述第二管路214上依次设置有第一液路电磁阀304、压力补偿器305以及波纹管306；所述波纹管306靠近所述轨控发动机302设置。所述第四管路303上设置有第二液路电磁阀307。

进一步地，考虑往复式容积泵的实际工作状态下，活塞运动的排气过程中压力会产生波动，压力补偿器305利用弹簧阻尼缓冲压力的波动，提高从第三管路215出口的压力稳定性，降低第三管路215、第二管路214与轨控发动机302内的燃烧室的耦合振荡。

进一步地，波纹管306实现对第二管路214进行装配和位移补偿，降低第二管路214安装应力。

更具体地，在实际的工作过程中，由于推进剂刚开始经过液体增压机构要实现增压过程中，其压力不够，因此最开始时第一液路电磁阀304是关闭的状态，轨控发动机302是未启动状态，随着液体增压机构对推进剂的不断增压过程，所述流量计以及传感器能够检测到被增压的推进剂的压力，直到符合预设值，打开第一液路电磁阀304，增压后的第一液路电磁阀304最终进入到轨控发动机302的推力室内并产生推力，当需要停止轨控发动机302时，关断第一液路电磁阀304即可。

具体地，姿控发动机301完成姿态控制，并且其使用时间短，一般为毫秒量级，因此可以与轨控发动机302采用同一套推进剂供应系统，姿控发动机301常采用脉冲方式工作，姿控发动机301与液体增压机构共用燃气发生器202产生的高温燃气，高温燃气直接进入姿控发动机301的喷管并产生推力，当需要停止姿控发动机301时，关断第二液路电磁阀307即可。

在该实施例中，所述燃气发生器202能够将从所述第三管路215输送过来的高浓度推进剂(过氧化氢)催化分解产生高温燃气，此高温燃气一部分通入姿控发动机301最为驱动力，在使用姿控发动机301时作为推力室的气态组元进入喷管收缩扩张加速喷出产生推力，本申请中的姿控发动机301和轨控发动机302可以实现统一管理，减少了部件的使用，简单方便，更加轻巧便捷。

综上，本申请一方面，推进剂采用高浓度过氧化氢组元，通过燃气发生器202(内含催化床)催化分解产生的高温燃气驱动往复式容积泵，使活塞往复周期运动，从而对推进剂组元进行增压；第二方面，贮箱101增压方式选择在囊外预先充填气体，形成贮箱101落压差，取消气瓶，使结构更加小巧、紧凑；第三方面，通过采集流量和压力，控制液体增压机构的状态，实现推力的伺服控制，完成姿轨控发动机302的多次启动与高精度推力调节；第四方面，相比于现有技术中采用固体火箭发动机或液体肼类发动机时推力调节困难、多次启动难、设计繁琐而言，本申请易于完成推力调节以及多次启动更加安全可靠，更适用于姿轨控系统。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本申请的范围之内并且形成不同的实施例。

Claims (7)

1.一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，包括存储机构以及液体增压机构；

所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构；

所述液体增压机构还包括控制阀和燃气发生器；

所述存储机构通过第一管路与所述往复式容积泵的进液端口连通，所述往复式容积泵的出液端口通过第三管路依次连通所述控制阀和所述燃气发生器；

所述燃气发生器用于催化分解部分所述推进剂，并通过所述第三管路导通至所述往复式容积泵的进气端口；

所述控制阀用于调控所述第三管路上的所述推进剂的流量；

所述往复式容积泵的数量为多个；所述第一管路通过多个第一支路分别与多个所述往复式容积泵的进液端口一一对应连通；多个所述往复式容积泵的多个出液端口一一对应地通过第二支路与所述第三管路的一端连通；

所述液体增压机构还包括换向阀；所述换向阀设置于所述第三管路上，且其一端与所述燃气发生器导通，另一端通过与多个所述往复式容积泵的进气端口一一对应连通；多个所述往复式容积泵的出气端口处设置均有排气电磁阀；

所述姿轨控发动机机构包括姿控发动机和轨控发动机；

所述姿控发动机通过第四管路连通所述换向阀与所述燃气发生器之间的第三管路；所述轨控发动机通过第二管路连通所述出液端口与所述控制阀之间的所述第三管路；所述第二管路上设置有第一液路电磁阀；所述第四管路上设置有第二液路电磁阀；

所述液体增压机构增压后的推进剂经由所述第二管路通入所述轨控发动机；所述燃气发生器催化后的高温燃气经由所述第四管路通入所述姿控发动机。

2.根据权利要求1所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述控制阀为先导比例溢流阀或流量调节阀。

3.根据权利要求1所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述第一支路上设置有第一单向阀；所述第二支路上设置有第二单向阀；

所述出液端口与所述燃气发生器之间的所述第三管路上设置有过滤器；

所述换向阀与所述燃气发生器之间的所述第三管路上还设置有气路电磁阀。

4.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，

加压后的所述推进剂的一部分通过所述第三管路流至所述往复式容积泵内，另一部分通过所述第二管路进入到所述轨控发动机内。

5.根据权利要求4所述的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述第二管路上依次设置有所述第一液路电磁阀、压力补偿器以及波纹管；所述波纹管靠近所述轨控发动机设置。

6.根据权利要求1所述的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述存储机构包括贮箱；

所述贮箱包括壳体以及设置于所述壳体内的液囊以及气垫；所述气垫设置于所述液囊的上方；所述气垫内填充有氮气；所述液囊内填充有推进剂；

所述存储机构还包括泄气阀和安全阀；

所述泄气阀设置于所述壳体上，当向所述液囊内填充所述推进剂时，打开所述泄气阀，以排出所述壳体内的气体；

所述安全阀设置于所述壳体上，当所述贮箱内压力超压时，打开所述安全阀以对所述贮箱泄压。

7.根据权利要求6所述的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述存储机构还包括泄放阀和电爆阀；

所述泄放阀和所述电爆阀均设置于所述第一管路上；

所述泄放阀用于所述推进剂的加注或泄放；

当运输所述存储机构时，所述电爆阀用于密封所述贮箱。

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