CN113405407A - 液体火箭推力控制系统、液体火箭 - Google Patents
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Abstract
本发明中提供了一种液体火箭推力控制系统、液体火箭，一种液体火箭推力控制系统包括：泵送装置，所述泵送装置的进口与燃料供给系统或氧化剂供给系统连通，出口处并联设置有若干调节支路；所述调节支路上设置有：计量阀；串联在所述计量阀两端的恒压差节流阀；以及开闭阀，用以控制所述调节支路的通断；其中若干所述调节支路作用于至少一个动力装置。本发明中的液体火箭推力控制系统可有效提高火箭的推重比的同时，也可实现对火箭推力的精确调节。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种液体火箭推力控制系统、液体火箭。
背景技术
随着商业航天竞争的加剧，对运载火箭发动机的可靠性和经济性的要求也越来越严。为降低单次发射成本，火箭许可重复使用。故需要对火箭进行回收，在火箭回收过程必须对发动机的推力进行精确调节以保证运载火箭实现平稳落地从而实现重复利用。
另一方面，现有的一发运载火箭通常需要搭载多台发动机，现有中的猎鹰重型火箭仅一级即搭载27台梅林发动机，且每台发动机均需要匹配一台涡轮泵，严重拖累发动机的推重比。
发明内容
因此，本发明旨在解决上述问题，从而提供一种液体火箭推力控制系统、液体火箭。
为了解决上述问题，本发明提供了一种液体火箭推力控制系统包括：泵送装置，所述泵送装置的进口与燃料供给系统或氧化剂供给系统连通，出口处并联设置有若干调节支路；所述调节支路上设置有：计量阀，用以检测所述调节支路内的流量；串联在所述计量阀两端的恒压差节流阀；以及开闭阀，用以控制所述调节支路的通断；其中若干所述调节支路作用于至少一个动力装置。
进一步地，所述计量阀上设置有调节执行结构，所述调节执行结构用以控制所述计量阀的开度。
进一步地，沿流体流动方向定义，所述开闭阀设置在所述恒压差节流阀的后面。
进一步地，还包括：增压阀，并联在所述泵送装置的两端，且与所述调节支路连通；压力比较装置，并联在若干所述调节支路之间，以检测出若干所述调节支路之间的最大压力，并反馈给所述增压阀。
进一步地，沿流体流动方向定义，所述压力比较装置连接在所述恒压差节流阀的后面。
进一步地，所述动力装置被构造为发动机。
进一步地，若干所述调节支路分别连接在同一所述发动机的若干燃烧室内。
进一步地，若干所述调节支路分别连接在不同所述发动机的燃烧室内。
本发明还提供了一种液体火箭包括上述中任一所述的液体火箭推力控制系统。
本发明技术方案，具有如下优点：
1.本发明中的液体火箭推力控制系统包括：泵送装置，所述泵送装置的进口与燃料供给系统或氧化剂供给系统连通，出口处并联设置有若干调节支路；所述调节支路上设置有：计量阀；串联在所述计量阀两端的恒压差节流阀；以及开闭阀，用以控制所述调节支路的通断；其中若干所述调节支路作用于至少一个动力装置。
首先，本发明中的液体火箭推力控制系统将燃料或氧化剂通过单一的泵送装置分别泵送到若干条调节支路上，而若干条调节之路可分别作用在动力装置上，如发动机地燃烧室上，可避免每台发动均需要配备涡轮泵的问题，减少火箭上涡轮泵的数量，从而提高火箭的推重比；
进一步地，本发明在每条调节支路上还设置了计量阀以及恒压差节流阀，通过恒压差节流阀保持计量阀前后压差的稳定，从而保证计量阀单位时间内统计流量的准确性，实现对动力装置提供的氧化剂或燃料流量的精确控制，氧化剂或燃料流量控制的精确，根据两者的反应比例，在燃烧时，可准确地为火箭提供预设的推力，从而实现火箭推力的精确调节，为火箭的回收提高成功率。
2.本发明中的液体火箭推力控制系统中所述计量阀上设置有调节执行结构，所述调节执行结构用以控制所述计量阀的开度，因火箭在不同的阶段其需要的推力亦不同，需要能够实时地调节其推力的大小，如上述，火箭推力的调节通过控制为其提供的氧化剂和燃烧剂的流量来实现，本发明中为了改变调节支路上的流量大小，通过调节执行结构来调节计量阀的开度，在压力稳定的前提下，计量阀开度的大小的改变，即可改变调节支路的流量。
3.本发明中的液体火箭推力控制系统中沿流体流动方向定义，所述开闭阀设置在所述恒压差节流阀的后面。开闭阀设置在恒压差节流阀的后面，说明其每条的调节支路上均设置有开闭阀，此设计可以保证在一些情况下，需要一些调节支路关闭时，可直接通过开闭阀关闭，调节简单方便。
4.本发明中的液体火箭推力控制系统中还包括：增压阀，并联在所述泵送装置的两端，且与所述调节支路连通；压力比较装置，并联在若干所述调节支路之间，以检测出若干所述调节支路之间的最大压力，并反馈给所述增压阀。首先增压阀可对提高泵送装置的泵送压力，以满足每条调节支路的泵送压力需求，其次因氧化剂和燃料的反应压力是预设好的，因此最终每条调节支路通入到动力装置中的压力需要达到预设值，压力比较单元可检测每条调节支路上的流体的压力情况，当进行调节时，需要的压力可能发生变化，因此需要实时监控每条调节支路上的压力情况，当比较到的最高压力大于预设压力值时，反馈给增压阀，以降低泵后压力，同时也可将多余的流体重新回流到泵前，从而实现对燃料或氧化剂的合理利用。
5.本发明中的液体火箭推力控制系统中沿流体流动方向定义，所述压力比较装置连接在所述恒压差节流阀的后面，因压力比较单元预设的动力装置反应需要的压力，其设置在恒压差节流阀的后面，测量出的压力情况最接近动力装置的反应压力，避免了计量阀和管路壁阻对压力测量结果的影响，从而保证其压力比较结果的准确性。
6.本发明中的液体火箭推力控制系统中若干所述调节支路分别连接在同一所述发动机的若干燃烧室内，作为本发明中的一些实施方式，其可实现对同一发动机的不同燃烧室的推力产生情况进行调节，因推力需要调节的除了大小还有最终合成推力的角度，在特别在火箭姿态的调节过程中，推力的角度的细节调整，需要对每台发动机的推力角度进行合理的微调，从而实现最终推力的精确调节。
7.本发明中的液体火箭推力控制系统中若干所述调节支路分别连接在不同所述发动机的燃烧室内，作为本发明中的一些实施方式，其可实现利用一台泵送装置实现对多台发动机个体的推力调节，相比于现有技术，其可极大的减少涡轮泵的数量，从而提高火箭的推重比。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施方式，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为本发明提供的实施例1中的液体火箭推力控制系统的结构示意图。
附图标记说明：
1－泵送装置；
2－燃料供给系统或氧化剂供给系统；
3－调节支路；31－计量阀；32－恒压差节流阀；33－开闭阀；34－调节执行结构；
4－动力装置；
5－增压阀；
6－压力比较装置。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明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发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，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发明和简化描述，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发明的限制。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。
在本发明的描述中，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发明中的具体含义。
此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
实施例1
如图1所示，为本实施例提供的一种液体火箭推力控制系统的示意图，其包括泵送装置1，泵送装置1的进口与燃料供给系统或氧化剂供给系统连通，出口处并联设置有若干调节支路3；调节支路3上设置有计量阀31；串联在计量阀31两端的恒压差节流阀32；以及开闭阀33，用以控制调节支路3的通断；其中若干调节支路3作用于至少一个动力装置4。
首先需要说明的是本实施例中的火箭推力控制系统使用的对象是液体火箭，液体火箭是以液体火箭发动机作动力装置的火箭，一般由动力装置、箭体结构和控制系统等部件组成，且液体火箭发动机通常使用的化学推进剂由燃料和氧化剂组成，本实施例中的为液氧甲烷液体火箭，当然对于其他类型的液体火箭，本套系统同样适用。根据上述，本实施例中的燃料供给系统为甲烷供给系统，氧化剂供给系统为液氧供给系统，在下述的阐述中不再作出解释。
本实施例中的泵送装置为涡轮泵，其为动力装置内泵送液氧和甲烷。
需要说明的是，在液氧和甲烷的泵送时，需要两套本实施例中的系统分别进行泵送调节，为了说明的简单以及减少描述的重复性，本实施例中仅以甲烷的泵送为示例给出说明。
本实施例中的动力装置为发动机，且为同一发动机的不同燃烧室，使用本实施例中的推力调节系统其可实现对同一发动机的不同燃烧室的推力产生情况进行调节，因推力需要调节的除了大小还有最终合成推力的角度，特别在火箭姿态的调节过程中，推力角度的细节调整，需要对每台发动机的推力角度进行合理的微调，从而实现最终推力的精确调节。
在其他的一些实施方式中，若干所述调节支路分别连接在不同所述发动机的燃烧室内，其可实现利用一台泵送装置实现对多台发动机个体的推力调节，相比于现有技术，其可极大的减少涡轮泵的数量，从而提高火箭的推重比。
下面对本套系统本身作出阐述：
首先，本实施例中的液体火箭推力控制系统将燃料或氧化剂通过单一的泵送装置1分别泵送到若干条调节支路3上，而若干条调节支路3可分别作用在动力装置4上，如发动机的燃烧室上，可避免每台发动均需要配备涡轮泵的问题，减少火箭上涡轮泵的数量，从而提高火箭的推重比；
进一步地，本实施例中在每条调节支路3上还设置了计量阀31以及恒压差节流阀32，通过恒压差节流阀32保持计量阀31前后压差的稳定，从而保证计量阀31单位时间内统计流量的准确性，实现对动力装置4提供的氧化剂或燃料流量的精确控制，氧化剂或燃料流量控制的精确，根据两者的反应比例，在燃烧时，可准确地为火箭提供预设的推力，从而实现火箭推力的精确调节，为火箭的回收提高成功率。
因火箭在不同的阶段其需要的推力亦不同，需要能够实时地调节其推力的大小，如上述，火箭推力的调节通过控制为其提供的氧化剂和燃烧剂的流量来实现，本实施中为了改变调节支路上的流量大小，在计量阀31上设置有调节执行结构34，调节执行结构34用以控制计量阀31的开度，通过调节执行结构34来调节计量阀31的开度，在压力稳定的前提下，计量阀31开度的大小的改变，即可改变调节支路3的流量。本实施例中的调节结构为电动调节结构。
本实施例中还包括：增压阀5，并联在泵送装置1的两端，且与调节支路3连通；压力比较装置6，并联在若干调节支路3之间，以检测出若干调节支路3之间的最大压力，并反馈给增压阀5。首先增压阀可对提高泵送装置的泵送压力，以满足每条调节支路的泵送压力需求，其次因氧化剂和燃料的反应压力是预设好的，因此最终每条调节支路通入到动力装置中的压力需要达到预设值，压力比较装置6可检测每条调节支路上的流体的压力情况，当进行调节时，需要的压力可能发生变化，因此需要实施监控每条调节支路上的压力情况，当比较到的最高压力大于预设压力值时，反馈给增压阀，以降低泵后压力，同时也可将多余的流体重新回流到泵前，从而实现对燃料或氧化剂的合理利用。本实施例中的压力比较装置主要为单向阀和节流阀的组合，各调节支路中的最高压力超过单向阀的预设压力值时，单向阀打开，并将最高压力信号反馈给增压阀5.
如图所示，沿流体流动方向定义，开闭阀33设置在恒压差节流阀32的后面，说明其每条的调节支路上均设置有开闭阀33，此设计可以保证在一些情况下，需要一些调节支路关闭时，可直接通过开闭阀关闭，调节简单方便。
当然，在一些其他的实施方式中，开闭阀33的设置位置，亦可直接设置在泵后，作为各条调节支路的总的控制阀，。
进一步地，沿流体流动方向定义，压力比较装置6连接在恒压差节流阀32的后面。因压力比较装置6预设的动力装置4反应需要的压力，其设置在恒压差节流阀32的后面，测量出的压力情况最接近动力装置4的反应压力，避免了计量阀31和管路壁阻对压力测量结果的影响，从而保证其压力比较结果的准确性。
实施例2
本实施例提供了一种液体火箭，其包括上述中的液体火箭推力控制系统，且具有其全部的技术优点，在此不在一一赘述。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
Claims (9)
1.一种液体火箭推力控制系统，其特征在于，包括：
泵送装置(1)，所述泵送装置(1)的进口与燃料供给系统或氧化剂供给系统(2)连通，出口处并联设置有若干调节支路(3)；
所述调节支路(3)上设置有：
计量阀(31)，用以检测所述调节支路(3)内的流量；
串联在所述计量阀(31)两端的恒压差节流阀(32)；
以及开闭阀(33)，用以控制所述调节支路(3)的通断；
其中若干所述调节支路(3)作用于至少一个动力装置(4)。
2.根据权利要求1所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，所述计量阀(31)上设置有调节执行结构(34)，所述调节执行结构(34)用以控制所述计量阀(31)的开度。
3.根据权利要求1或2所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，沿流体流动方向定义，所述开闭阀(33)设置在所述恒压差节流阀(32)的后面。
4.根据权利要求3所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，还包括：
增压阀(5)，并联在所述泵送装置(1)的两端，且与所述调节支路(3)连通；
压力比较装置(6)，并联在若干所述调节支路(3)之间，以检测出若干所述调节支路(3)之间的最大压力，并反馈给所述增压阀(5)。
5.根据权利要求4所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，沿流体流动方向定义，所述压力比较装置(6)连接在所述恒压差节流阀(32)的后面。
6.根据权利要求4或5任一所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，所述动力装置(4)被构造为发动机。
7.根据权利要求6所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，若干所述调节支路(3)分别连接在同一所述发动机的若干燃烧室内。
8.根据权利要求6所述的液体火箭推力控制系统，其特征在于，若干所述调节支路(3)分别连接在不同所述发动机的燃烧室内。
9.一种液体火箭，其特征在于，包括：
权利要求1－8中任一所述的液体火箭推力控制系统。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication |
Application publication date: 20210917 |