CN113309634A - 一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于包括法兰盘、伞筛、上圆盘、下圆盘、导流锥组件、I筒筛；法兰盘沿轴向设有通孔，作为消能器的入口，法兰盘、伞筛与上圆盘固定连接，I筒筛一端与上圆盘固定连接，另一端与下圆盘固定连接，形成筒状消能器内腔；导流锥组件位于消能器内腔，与下圆盘连接；伞筛为锥形带孔结构，大端朝上，小端朝下；导流锥组件为上端小，下端大的锥形结构，且竖向位移可调节；增压气流从法兰盘进入消能器内腔，通过锥形带孔的伞筛后，实现气流的第一次侧向和竖向分流，下圆盘上安装的导流锥组件完成气流的二次侧向导流，导流锥组件结构在增压气流发生波动时，随着气流的冲击纵向高度自调节。

Description

一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器

技术领域

本发明涉及到一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器。属于箭体结构设计技术领域。

背景技术

消能器是液体运载火箭推进剂贮箱实现增压输送的重要功能结构之一，高速高压的增压气体必须经过消能器结构，并进行有效的连续均匀化才能进入贮箱实现箭体的安全可靠增压。消能器结构形式直接影响增压气体流出效果，当增压气体不能均匀连续分散时，直接影响消能器及其附近安装的结构强度和工作稳定性，同时造成内压力发生波动和推进剂液面晃动与飞溅，进而造成箭体频率和飞行姿态控制困难、发动机推进剂入口压力波动和工作不稳定等危险。

国内外针对消能器中高压高速气体流动的流体动力学行为已有较多研究，美国航空宇航局层先后提出了多层孔板、截面扩大和中心蜂窝筒等消能器基本形式，通过体积扩张基本原理，设计形式主要有锥形网筛结构、半球形网筛结构、柱形径向网筛结构、壁板反流结构、柱形多层网筛结构和直管轴流结构。参照扩张比的基本结构设计方法，我国现有消能器结构主要有直吹锥形喇叭网筛结构、侧吹柱形多层网筛结构和小型贮箱的直管轴流结构。然而随着重型运载火箭的提出，按照体积扩展基本原理设计的消能器结构尺寸将急剧扩大，不仅导致结构的制造难度陡增，结构安装几乎难以实现，而且增压气流的疏散均匀性基本无法保证。此外，相比现役火箭，未来重型火箭的增压气流量需求提升了数十倍，抗气流冲击载荷也成为传统消能器结构的另一个重要难题。因此，针对超大型贮箱增压消能需求，亟需寻找一种小型化且显著降低气流冲击的消能器结构。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，能在超大流量气体增压条件下，快速实现增压气流连续均匀分散、降低气流冲击载荷，使火箭贮箱内部压力连续稳定。

本发明解决技术的方案是：一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，该消能器包括法兰盘、伞筛、上圆盘、下圆盘、导流锥组件、I筒筛；

法兰盘沿轴向设有通孔，作为消能器的入口，法兰盘、伞筛与上圆盘固定连接，I筒筛一端与上圆盘固定连接，另一端与下圆盘固定连接，形成筒状消能器内腔；导流锥组件位于消能器内腔，与下圆盘连接；伞筛为锥形带孔结构，大端朝上，小端朝下；导流锥组件为上端小，下端大的锥形结构，且竖向位移可调节；

增压气流从法兰盘进入消能器内腔，通过锥形带孔的伞筛后，实现气流的第一次侧向和竖向分流，下圆盘上安装的导流锥组件完成气流的二次侧向导流，导流锥组件在增压气流发生波动时，随着气流的冲击纵向高度自调节。

所述导流锥组件包括导流锥、锥形弹簧、N个限位导向螺杆，N大于等于2；

导流锥内部中心设有导向杆，导向杆依次穿过锥形弹簧、下圆盘的导向孔，限位导向螺杆反向穿过下圆盘的导向孔与导流锥连接；锥形弹簧为截锥螺旋压缩弹簧，松弛状态高度大于导流锥外壳高度，小于导流锥中心导向杆的长度，限位导向螺杆在下圆盘的导向孔的行程与导流锥中心导向杆的行程相同，无气流冲击的自然状态下，导流锥被锥形弹簧将顶起，并由限位导向螺杆限位；有气流冲击时，锥形弹簧转入压缩状态，利用蓄压器的工作原理，有效降低超大流量增压气体压力波动对消能器结构的冲击载荷。

所述导流锥外表面为样条曲线，适应气流的侧向疏散。

所述锥形弹簧压并高度小于3倍的弹簧丝直径，弹簧有效圈数不少于6道。

所述I筒筛为纵分布式筒筛；筒筛的开孔面积比例介于50％～90％之间，并且纵向每一行开孔的间距沿筒筛高度自上而下呈等差数列或等比数列分布。

优选地，上述液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器还包括II筒筛、III筒筛；I筒筛、II筒筛、III筒筛从内向外同轴放置，形成三层筒筛结构。

所述I筒筛、II筒筛、III筒筛的纵分布开孔为长圆孔或者圆孔。

所述I筒筛、II筒筛和III筒筛的开孔纵向或者环向相位保持错位。

优选地，上述液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器还包括密孔多层钢丝网包裹在III筒筛的外部，避免增压管路内的多余物进入贮箱内部。

所述伞筛的半锥角α介于30°～60°，上开口的半径R为入口法兰盘内半径的1.1～1.4倍，锥顶中心为开孔形式，侧壁开孔为梯度分布。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明提出了冲击自调节的蓄压式大流量气体导流锥组件结构，降低了超大流量增压气体压力波动对消能器结构的冲击载荷，提高了增压气流的疏散稳定性和连续性，提升了消能器结构的安全性。

(2)、本发明提供了一种纵分布侧导流式带网消能器结构，实现了超大直径贮箱的消能器小型化设计，显著缩小了消能器外直径，减少了结构重量，结构装配简单，降低了结构安装难度与成本。

(3)、本发明提出了分布式侧开孔筛筒、曲面导流锥、均匀密孔筛网的三重复合气流疏散结构方案，提升了增压气流分散均匀性，实现了消能器高容积比引流消能效果。

(4)、能器结构设计基础上，实现超大流量增压气体连续均匀疏散，保证超大直径贮箱的增压与消能功能稳定可靠，满足重型运载火箭超大直径贮箱内增压消能需求。

附图说明

图1为本发明实施例消能器组件结构示意图及三维剖视效果图；

图2为本发明实施例侧导流伞筛结构示意图；

图3为本发明实施例纵分布式长圆孔筒筛结构示意图；

图4为本发明实施例纵分布式圆孔筒筛结构示意图；

图5为本发明实施例导流锥组件结构零件示意图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细说明。

实施例1：

如图1所示，本发明实施例提供了一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，该增压消能器包括法兰盘1、伞筛2、上圆盘3、下圆盘4、导流锥组件5、I筒筛6；

法兰盘1沿轴向设有通孔，作为消能器的入口，法兰盘1、伞筛2与上圆盘3固定连接，I筒筛6一端与上圆盘3固定连接，另一端与下圆盘4固定连接，形成筒状消能器内腔；导流锥组件5位于消能器内腔，与下圆盘4连接；伞筛2为锥形带孔结构，大端朝上，小端朝下；导流锥组件5为上端小，下端大的锥形结构，且竖向位移可调节；

增压气流从法兰盘1进入消能器内腔，通过锥形带孔的伞筛2后，实现气流的第一次侧向和竖向分流，下圆盘4上安装的导流锥组件5完成气流的二次侧向导流，提升气流的稳定性和连续性，导流锥组件结构在增压气流发生波动时，随着气流的冲击纵向高度自调节，降低超大流量增压气体压力波动对消能器结构的冲击载荷。

如图2所示，所述伞筛2为快速一次扩容的侧导流伞筛结构，伞筛2的半锥角α介于30°～60°，上开口的半径R为入口法兰盘内半径的1.1～1.4倍，锥顶中心为开孔形式，侧壁开孔为梯度分布。开孔的圈数介于5～10，孔的直径介于5mm～20mm，同一圈上开孔的圆心间距介于孔直径的1.5～2.0倍，每一圈开孔之间的距离和开孔直径均随所在圈分度圆的减小按等差数列排布，可有效调节气流的侧向和竖向导流效果。此外，锥顶中心采用通孔结构，降低了锥顶局部气流冲击应力集中，加速气流扩容能力。

图5为导流锥组件5的零件示意图。如图5所示，所述导流锥组件5为具有位移自调节的导流锥组件结构，包括导流锥5-1、锥形弹簧5-2、N个限位导向螺杆5-3，N大于等于2。

导流锥5-1内部中心设有导向杆，导向杆依次穿过锥形弹簧5-2、下圆盘4的导向孔，限位导向螺杆5-3反向穿过下圆盘4的导向孔与导流锥5-1连接；锥形弹簧5-2为截锥螺旋压缩弹簧，松弛状态高度大于导流锥5-1外壳高度，小于导流锥5-1中心导向杆的长度，限位导向螺杆5-3在下圆盘4的导向孔的行程与导流锥5-1中心导向杆的行程相同，无气流冲击的自然状态下，导流锥5-1被锥形弹簧5-2将顶起，并由限位导向螺杆5-3限位；有气流冲击时，锥形弹簧5-2转入压缩状态，利用蓄压气的工作原理，有效降低超大流量增压气体压力波动对消能器结构的冲击载荷。

导流锥组件5组装过程中，先将导流锥5-1的中心导向杆依次穿过弹簧5-2、下圆盘4的中心导向孔，再将限位导向螺杆5-3反向穿过下圆盘4的导向孔与导流锥5-1完成螺纹拧紧连接。

所述导流锥5-1外表面为样条曲线，适应气流的侧向疏散。快速扩容伞筛和样条曲面导流锥组件共同形成内腔侧导流结构。

所述锥形弹簧5-2压并高度小于3倍的弹簧丝直径，弹簧有效圈数不少于6道，具备良好的弹性以适应导向杆行程，从而实现大流量气体压力冲击缓解。当气流冲击增大时，弹簧5-2由松弛状态转入压缩状态，利用蓄压气的工作原理，可实现气流的稳定连续疏散和侧向导流，同时可有效降低超大流量增压气体压力波动对消能器结构的冲击载荷。

优选地，所述I筒筛6为纵分布式筒筛；筒筛的开孔面积比例介于50％～90％之间，并且每一行开孔的间距沿筒筛高度自上而下呈等差数列或等比数列分布。

实施例2：

本实施例在上述液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器的基础上还增加了II筒筛7、III筒筛8；I筒筛6、II筒筛7、III筒筛8从内向外同轴放置，形成三层筒筛结构。

优选地，多层的筒筛结构均采用纵分布式侧开孔方案，I筒筛6、II筒筛7、III筒筛8的纵分布开孔为长圆孔或者圆孔，开孔面积比介于50％～90％，沿筒筛高度自上而下为等差数列或等比数列分布。图3和图4分别为常用的纵分布式长圆孔和圆孔筒筛的结构示意图，可供I筒筛6、II筒筛7、III筒筛8选用，通过纵分布开孔可提高消能器高度方向的气流均匀性，在安装使用过程中，保持错开各层筒筛开孔的位相，相邻两层间超过70％的开孔在环向或者纵向错开距离需大于0.5倍孔直径，有利于气流的进一步均匀疏散。

优选地，所述I筒筛6、II筒筛7和III筒筛8的开孔纵向或者环向相位保持错位。

实施例3：

本实施例整个纵分布侧导流带网贮箱增压消能器结构由入口法兰盘、上圆盘、伞筛、导流锥组件、下圆盘、I筒筛、II筒筛、III筒筛及密孔多层钢丝网连接组成。其组装方式如下：采用螺栓或者铆接的方法，先将入口法兰盘1、伞筛2与上圆盘3完成连接，同时将导流锥组件5与下圆盘4连接为一个整体，再依次分别将I筒筛6、II筒筛7和III筒筛8与上圆盘3和下圆盘4完成连接，最后，在III筒筛8的最外侧安装固定密孔多层钢丝网9，从而完成整体结构的组装。

增压气流从入口法兰盘进入消能器，通过锥形带孔的伞筛结构后，实现气流的第一次侧向和竖向分流，下圆盘上安装的导流锥组件结构完成气流的二次侧向导流，由于导流锥为竖向位移可调节结构，在增压气流发生波动时，导流锥组件的冲击自调节作用可提升气流的稳定性和连续性。此后，气流依次通过I筒筛、II筒筛、III筒筛和密孔多层钢丝网，实现增压气流的侧向连续均匀疏散。其中，I筒筛、II筒筛和III筒筛均为纵分布筛孔非均匀结构，孔的类型可以为长圆孔、圆孔等形状，改变孔的数量、大小和分布方式，可以更好适应相应气体流量的消能降噪要求。此外，在III筒筛的最外壁包裹了密孔多层钢丝网结构，最终形成多重复合气流疏散的消能器结构形式，既可以增强增压气流的疏散均匀性，也可以提高消能器结构的强度与刚度，还可以避免增压管路内的多余物进入贮箱内部。

整个纵分布侧导流带网贮箱增压消能器结构的基本特征是：大流量增压气体从入口法兰盘1和伞筛2进入消能器的内腔，气流在伞筛2和导流锥组件5的导向作用下，快速实现侧向导流，有效降低增压气流对消能器结构的直流冲击；由于导流锥组件5为可适应竖向冲击力的位移自调节弹簧结构，可提升气流的疏散的稳定性和连续性，并降低大流量气体瞬时波动对结构的冲击载荷；此后侧向流动的气流，依次穿过I筒筛6、II筒筛7和III筒筛8，在具体实施安装过程中，I筒筛6、II筒筛7和III筒筛8的开孔相位保持错位，有利于提升增压气流疏散的均匀性和连续性；最后，气流穿过密孔多层钢丝网，保证气流的进一步均匀化后进入贮箱气枕空间。

以上安装步骤仅为一种安装参考顺序，为保证安装工艺可实施性，螺栓连接和铆接的施工顺序，可根据工艺工装需求进行安装步骤调整。

针对20kg/s超大流量的消能器结构设计工况，采用本方法设计的消能器气流疏散均匀效率提升了2倍以上，反映到结构的效果是结构直径缩小了50％，总高度降低了46％，结构减重超过60％。

综上所述，本发明实现了消能器的小型化紧凑设计，完成超大流量气体快速导流疏散和稳定连续性，既能够实现结构整体轻量化设计，又提高了结构的安全与可靠性。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (10)

1.一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于包括法兰盘(1)、伞筛(2)、上圆盘(3)、下圆盘(4)、导流锥组件(5)、I筒筛(6)；

法兰盘(1)沿轴向设有通孔，作为消能器的入口，法兰盘(1)、伞筛(2)与上圆盘(3)固定连接，I筒筛(6)一端与上圆盘(3)固定连接，另一端与下圆盘(4)固定连接，形成筒状消能器内腔；导流锥组件(5)位于消能器内腔，与下圆盘(4)连接；伞筛(2)为锥形带孔结构，大端朝上，小端朝下；导流锥组件(5)为上端小，下端大的锥形结构，且竖向位移可调节；

增压气流从法兰盘(1)进入消能器内腔，通过锥形带孔的伞筛(2)后，实现气流的第一次侧向和竖向分流，下圆盘(4)上安装的导流锥组件(5)完成气流的二次侧向导流，导流锥组件(5)在增压气流发生波动时，随着气流的冲击纵向高度自调节。

2.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于所述导流锥组件(5)包括导流锥(5-1)、锥形弹簧(5-2)、N个限位导向螺杆(5-3)，N大于等于2；

导流锥(5-1)内部中心设有导向杆，导向杆依次穿过锥形弹簧(5-2)、下圆盘(4)的导向孔，限位导向螺杆(5-3)反向穿过下圆盘(4)的导向孔与导流锥(5-1)连接；锥形弹簧(5-2)为截锥螺旋压缩弹簧，松弛状态高度大于导流锥(5-1)外壳高度，小于导流锥(5-1)中心导向杆的长度，限位导向螺杆(5-3)在下圆盘(4)的导向孔的行程与导流锥(5-1)中心导向杆的行程相同，无气流冲击的自然状态下，导流锥(5-1)被锥形弹簧(5-2)将顶起，并由限位导向螺杆(5-3)限位；有气流冲击时，锥形弹簧(5-2)转入压缩状态。

3.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于所述导流锥(5-1)外表面为样条曲线，适应气流的侧向疏散。

4.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于所述锥形弹簧(5-2)压并高度小于3倍的弹簧丝直径，弹簧有效圈数不少于6道。

5.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于所述I筒筛(6)为纵分布式筒筛；筒筛的开孔面积比例介于50％～90％之间，并且纵向每一行开孔的间距沿筒筛高度自上而下呈等差数列或等比数列分布。

6.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于还包括II筒筛(7)、III筒筛(8)；I筒筛(6)、II筒筛(7)、III筒筛(8)从内向外同轴放置，形成三层筒筛结构。

7.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于I筒筛(6)、II筒筛(7)、III筒筛(8)的纵分布开孔为长圆孔或者圆孔。

8.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于所述I筒筛(6)、II筒筛(7)和III筒筛(8)的开孔纵向或者环向相位保持错位。

9.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于还包括密孔多层钢丝网(9)包裹在III筒筛(8)的外部，避免增压管路内的多余物进入贮箱内部。

10.根据权利要求1所述的一种液体运载火箭推进剂贮箱增压消能器，其特征在于所述伞筛(2)的半锥角α介于30°～60°，上开口的半径R为入口法兰盘内半径的1.1～1.4倍，锥顶中心为开孔形式，侧壁开孔为梯度分布。

Images