CN114704507A - 运载火箭半调节式蓄压器及pogo振动抑制方法 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种运载火箭半调节式蓄压器及POGO振动抑制方法。半调节式蓄压器包括四通壳体，四通壳体包括第一至第四连接体，沿第一和第二连接体的轴线方向，四通壳体的内部为液腔，液腔形成推进剂输送通道；沿第三和第四连接体的轴线方向，在第三和第四连接体处分别对应设置第一气腔和第二气腔，液腔形中的推进剂能够改变第一气腔和第二气腔中的压力；沿与第一和第二连接体的中轴线以及第三和第四连接体的中轴线垂直的方向，在四通壳体的两相对外壁上对应设置有封闭的第三气腔和第四气腔；第一气腔通过管路和第一受控阀与第三气腔连通，第二气腔通过管路和第二受控阀与第四气腔连通。本申请半调节式蓄压器的适应性好，抑制效果明显。

Description

运载火箭半调节式蓄压器及POGO振动抑制方法

技术领域

本申请属于航空航天领域，具体涉及一种运载火箭半调节式蓄压器及POGO振动抑制方法。

背景技术

POGO振动是大型液体运载火箭在飞行中箭体结构和推进剂输送系统耦合产生的一种纵向自激发散振动。一般认为POGO振动是由飞行过程中液体运载火箭结构纵向振动的固有频率与推进剂输送系统振动的固有频率彼此接近或相等导致的。在不加以抑制的情况下，POGO振动会对箭体结构造成严重的危害，缩短箭上仪器及卫星寿命，甚至危及航天员的生命安全。

目前，国内外主要采用在推进剂输送系统上安装蓄压器的方式改变系统固有频率实现POGO抑制。然而，传统的蓄压器蓄能基本是固定不变的，即压力和体积的乘积PV值是固定不变的。因此，传统的蓄压器在运载火箭动力学特性变化比较复杂的情况下适应性较差，抑制效果不理想。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种运载火箭半调节式蓄压器及POGO振动抑制方法。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种运载火箭半调节式蓄压器，其包括四通壳体，所述四通壳体包括第一连接体、第二连接体、第三连接体和第四连接体；

沿所述第一连接体和第二连接体的轴线方向，所述四通壳体的内部为液腔，所述液腔形成推进剂输送通道；

沿第三连接体和第四连接体的轴线方向，在所述第三连接体中设置有第一推动机构，在所述第四连接体中设置有第二推动机构；所述第三连接体远离所述四通壳体中心的一端设置有第一端盖，所述第四连接体远离所述四通壳体中心的一端设置有第二端盖；所述第一推动机构、第一端盖和第三连接体共同围成封闭的第一气腔，所述第二推动机构、第二端盖和第四连接体共同围成封闭的第二气腔；

沿与所述第一连接体和第二连接体的中轴线以及所述第三连接体和第四连接体的中轴线垂直的方向，在所述四通壳体的两相对外壁上对应设置有封闭的第三气腔和第四气腔；

所述第一气腔与第三气腔连通，所述第二气腔与第四气腔连通；所述第一气腔与第三气腔连通的管路上设置有第一受控阀，所述第一受控阀用于通断其所在的管路；所述第二气腔与第四气腔连通的管路上设置有第二受控阀，所述第二受控阀用于通断其所在的管路。

上述运载火箭半调节式蓄压器中，所述第一气腔通过第一连通管和第一连接头与所述第三气腔连通，所述第二气腔通过第二连通管和第二连接头与所述第四气腔连通；所述第一受控阀设置在所述第一连通管上，所述第二受控阀设置在所述第二连通管上。

上述运载火箭半调节式蓄压器中，所述第一推动机构和第二推动机构采用相同的结构；

所述第一推动机构包括第一推板、第一膜片和第一导杆，所述第一推板与第一端盖和第三连接体共同围成封闭的所述第一气腔，所述第一膜片设置在所述第一气腔中，所述第一膜片的一端与所述第一端盖的内端面连接，其另一端与所述第一推板的一端面连接；所述第一推板的另一端面连接所述第一导杆的一端，所述第一导杆的另一端伸入所述液腔中。

进一步地，沿所述第一导杆的推动方向，在所述第一端盖的内端面中心处设置有第一圆筒，所述第一圆筒用于对所述第一膜片进行限位保护。

上述运载火箭半调节式蓄压器中，所述第一连接头和第二连接头采用相同的结构，所述第一连接头采用三通接头。

进一步地，所述第一连接头的其中两端分别对应与所述第一连通管和第三连接体连接，所述第一连接头的另外一端连接第一充气开关和第一手动阀门；

所述第二连接头的其中两端分别对应与所述第二连通管和第四连接体连接，所述第二连接头的另外一端连接第二充气开关和第二手动阀门。

根据本申请实施例的第二方面，本申请还提供了一种POGO振动抑制方法，其采用上述任一项所述的运载火箭半调节式蓄压器进行POGO振动抑制。

上述POGO振动抑制方法中，包括以下步骤：

在推进剂输送系统上安装运载火箭半调节式蓄压器；

将运载火箭的飞行时序分为前期、中期和后期三个阶段，并根据火箭动力学特性确定三个阶段对POGO振动进行抑制所需的蓄压器的PV值；其中，前期对应蓄压器的初始状态A，该状态所需的蓄压器的PV值为P₀V₀；中期对应蓄压器的受控阀打开状态B，该状态所需的蓄压器的PV值为P₁V₁；后期对应蓄压器的受控阀关闭状态C，该状态所需的蓄压器的PV值为P₂V₂。

根据运载火箭的飞行时序调整蓄压器的蓄能状态。

进一步地，所述根据运载火箭的飞行时序调整蓄压器的蓄能状态的具体过程为：

当运载火箭飞行时序在中期时，判断当前状态下蓄压器的PV值P₁V₁是否满足POGO抑制需求，如果满足，则维持第一受控阀和第二受控阀的打开状态；否则，控制关闭第一受控阀和第二受控阀；

当运载火箭飞行时序在后期时，判断当前状态下蓄压器的PV值P₂V₂是否满足POGO抑制需求，如果满足，则维持第一受控阀和第二受控阀的关闭状态；否则，重新调整蓄压器的初始状态A时第三气腔和第四气腔的压力、蓄压器的受控阀打开状态B时第一气腔和第二气腔的压力以及第一受控阀和第二受控阀的打开时间、蓄压器的受控阀关闭状态C时第一受控阀和第二受控阀的关闭时间，直至满足POGO抑制需求。

更进一步地，在运载火箭的飞行前期，所述蓄压器的初始状态A所需的蓄压器的PV值P₀V₀为：

P₀V₀＝2*P_m0*V_m0，

其中，P_m0表示第一气腔的压力，V_m0表示第一气腔的容积；

在运载火箭的飞行中期，所述蓄压器的受控阀打开状态B所需的蓄压器的PV值P₁V₁为：

P₁V₁＝2*(P_m0*V_m0+P_q0*V_q0)，

其中，P_q0表示第三气腔的压力，V_q0表示第三气腔的容积；

在运载火箭的飞行后期，所述蓄压器的受控阀关闭状态C所需的蓄压器的PV值P₂V₂为：

P₂V₂＝2*(P_m0*V_m0+P_q0*V_q0)*V_m0/(V_m0+V_q0)。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请提供的运载火箭半调节式蓄压器利用第一受控阀调整第一气腔和第三气腔的连接状态，利用第二受控阀调整第二气腔和第四气腔的连接状态，以调整蓄压器的PV值，进而更灵活地高效抑制POGO振动，本申请提供的运载火箭半调节式蓄压器灵活性和适应性强，能够降低液体运载火箭的POGO振动导致失利的风险。

另外，本申请提供的运载火箭半调节式蓄压器中，在第一气腔和第三气腔之间以及第二气腔和第四气腔之间设置相同的气腔阀门连接结构，能够互为冗余，当其中一套气腔阀门连接结构失效后，另一套气腔阀门连接结构仍具有一定的POGO振动抑制能力，能够提高系统的可靠性。

本申请提供的POGO振动抑制方法中，采用运载火箭半调节式蓄压器对POGO振动进行抑制，能够显著降低液体运载火箭的POGO振动导致失利的风险。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请实施例提供的一种运载火箭半调节式蓄压器中四通壳体的的结构示意图。

图2为本申请实施例提供的一种运载火箭半调节式蓄压器的结构示意图。

附图标记说明：

1、四通壳体；11、第一连接体；12、第二连接体；

13、第三连接体；

131、第一推动机构；1311、第一推板；1312、第一膜片；1313、第一导杆；

132、第一端盖；1321、第一圆筒；

133、第一气腔；134、第一连通管；135、第一连接头；136、第一受控阀；137、第一充气开关；138、第一手动阀门；

14、第四连接体；

141、第二推动机构；1411、第二推板；1412、第二膜片；1413、第二导杆；

142、第二端盖；1421、第二圆筒；

143、第二气腔；144、第二连通管；145、第二连接头；146、第二受控阀；147、第二充气开关；148、第二手动阀门；

15、第三气腔；16、第四气腔；

2、液腔。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

蓄压器的PV值与其抑制POGO振动的能力密切相关，同时蓄压器抑制POGO振动的效果又与火箭的结构动力学特性(如频率、振型、阻尼等)相关。固定PV值的蓄压器不能很好地适应液体火箭动力学特性出现较大的变化，因此容易导致POGO振动较大甚至导致运载火箭发射失败。

如图1和图2所示，本申请实施例提供的运载火箭半调节式蓄压器包括四通壳体1，四通壳体1包括第一连接体11、第二连接体12、第三连接体13和第四连接体14。

沿第一连接体11和第二连接体12的轴线方向，四通壳体1内部为液腔2，该液腔2形成推进剂输送通道。构成部分液腔2的第一连接体11通过上游输送管路连接推进剂储箱，构成部分液腔2的第二连接体12通过下游管路连接发动机。

沿第三连接体13和第四连接体14的轴线方向，在第三连接体13中设置有第一推动机构131，在第四连接体14中设置有第二推动机构141。第三连接体13远离四通壳体1中心的一端设置有第一端盖132，第四连接体14远离四通壳体1中心的一端设置有第二端盖142。第一推动机构131、第一端盖132和第三连接体13共同围成封闭的第一气腔133，第二推动机构141、第二端盖142和第四连接体14共同围成封闭的第二气腔143。液腔2中的推进剂可以与第一推动机构131和第二推动机构141相互作用，以改变第一气腔133和第二气腔143中的压力。

沿与第一连接体11和第二连接体12的中轴线以及第三连接体13和第四连接体14的中轴线垂直的方向，在四通壳体1的两相对外壁上对应设置有封闭的第三气腔15和第四气腔16。第一气腔133通过第一连通管134和第一连接头135与第三气腔15连通，第二气腔143通过第二连通管144和第二连接头145与第四气腔16连通。第一连通管134上设置有第一受控阀136，第一受控阀136用于通断第一连通管134。第二连通管144上设置有第二受控阀146，第二受控阀146用于通断第二连通管144。

本申请实施例提供的运载火箭半调节式蓄压器使用前，根据运载火箭飞行的动力学特性，对第一气腔133、第二气腔143、第三气腔15和第四气腔16均进行氦气充压。使用时，可以根据运载火箭的飞行时序控制第一受控阀136打开或关闭，以使第一气腔133与第三气腔15连通或隔断；控制第二受控阀146打开或关闭，以使第二气腔143与第四气腔16连通或隔断，以实现半调节式蓄压器PV值的调整，进而对POGO振动进行抑制。

本申请实施例提供的运载火箭半调节式蓄压器中，在第一气腔133和第三气腔15之间以及第二气腔143和第四气腔16之间设置相同的气腔阀门连接结构，能够互为冗余，当其中一套气腔阀门连接结构失效后，另一套气腔阀门连接结构仍具有一定的POGO振动抑制能力，能够提高系统的可靠性。

在上述实施例中，第一推动机构131和第二推动机构141采用相同的结构形式。

第一推动机构131包括第一推板1311、第一膜片1312和第一导杆1313，其中，第一推板1311与第一端盖132和第三连接体13共同围成封闭的第一气腔133，第一膜片1312设置在第一气腔133中，第一膜片1312的一端与第一端盖132的内端面连接，其另一端与第一推板1311的一端面连接。第一推板1311的另一端面连接第一导杆1313的一端，第一导杆1313的另一端伸入液腔2中。其中，第一膜片1312与第一端盖132和第一推板1311的连接方式具体可以为焊接。第一膜片1312的一端与第一端盖132的内端面呈环形焊接，第一膜片1312的另一端与第一推板1311的一端面呈环形焊接。

第二推动机构141包括第二推板1411、第二膜片1412和第二导杆1413，其中，第二推板1411与第二端盖142和第四连接体14共同围成封闭的第二气腔143，第二膜片1412设置在第二气腔143中，第二膜片1412的一端与第二端盖142的内端面连接，其另一端与第二推板1411的一端面连接。第二推板1411的另一端面连接第二导杆1413的一端，第二导杆1413的另一端伸入液腔2中。其中，第二膜片1412与第二端盖142和第二推板1411的连接方式具体可以为焊接。第二膜片1412的一端与第二端盖142的内端面呈环形焊接，第二膜片1412的另一端与第二推板1411的一端面呈环形焊接。

当液腔2中的压力大于第一气腔133中的压力时，液腔2中的推进剂通过第一导杆1313和第一推板1311推动第一膜片1312，第一气腔133的容积减小，第一气腔133中的气体被压缩；当液腔2中的压力小于第一气腔133中的压力时，第一气腔133中的气体推动第一膜片1312，通过第一膜片1312推动第一推板1311和第一导杆1313向液腔2的方向运动；从而实现膜片式气缸的原理。

同理，当液腔2中的压力大于第二气腔143中的压力时，液腔2中的推进剂通过第二导杆1413和第二推板1411推动第二膜片1412，第二气腔143的容积减小，第二气腔143中的气体被压缩；当液腔2中的压力小于第二气腔143中的压力时，第二气腔143中的气体推动第二膜片1412，通过第二膜片1412推动第二推板1411和第二导杆1413向液腔2的方向运动；从而实现膜片式气缸的原理。

在上述实施例中，沿第一导杆1313的推动方向，在第一端盖132的内端面中心处设置有第一圆筒1321。沿第二导杆1413的推动方向，在第二端盖142的内端面中心处设置有第二圆筒1421。当液腔2中的推进剂通过第一导杆1313和第一推板1311推动第一膜片1312向第一端盖132的方向运动时，第一圆筒1321用于对第一膜片1312进行限位保护，第一膜片1312可以通过进入第一圆筒1321的筒腔中进行缓冲，以防止被压坏。

当液腔2中的推进剂通过第二导杆1413和第二推板1411推动第二膜片1412向第二端盖142的方向运动时，第二圆筒1421用于对第二膜片1412进行限位保护，第二膜片1412可以通过进入第二圆筒1421的筒腔中进行缓冲，以防止被压坏。

在上述实施例中，第一连接头135和第二连接头145采用相同的结构，均可以采用三通接头。

当第一连接头135采用三通接头时，第一连接头135的其中两端分别对应与第一连通管134和第三连接体13上的第一端盖132连接，第一连接头135的另外一端连接第一充气开关137和第一手动阀门138，打开第一充气开关137和第一手动阀门138，可以向第一气腔133中充压。

当第二连接头145采用三通接头时，第二连接头145的其中两端分别对应与第二连通管144和第四连接体14上的第二端盖142连接，第二连接头145的另外一端连接第二充气开关147和第二手动阀门148，打开第二充气开关147和第二手动阀门148，可以向第二气腔143中充压。

在上述实施例中，通过改进受控阀的结构形式，可以实现适应不同环境要求。具体地，为实现常温环境下的使用需求，第一受控阀136和第二受控阀146均可以采用电磁阀。为实现低温环境下的使用需求，第一受控阀136和第二受控阀146受控阀均可以采用气动阀。

基于本申请实施例提供的运载火箭半调节式蓄压器，本申请实施例还提供了一种POGO振动抑制方法，其包括以下步骤：

S1、在推进剂输送系统上安装运载火箭半调节式蓄压器。

S2、将运载火箭的飞行时序分为前期、中期和后期三个阶段，并根据火箭动力学特性确定三个阶段对POGO振动进行抑制所需的蓄压器的PV值。其中，前期对应蓄压器的初始状态A，该状态所需的蓄压器的PV值为P₀V₀；中期对应蓄压器的受控阀打开状态B，该状态所需的蓄压器的PV值为P₁V₁；后期对应蓄压器的受控阀关闭状态C，该状态所需的蓄压器的PV值为P₂V₂。

S3、根据运载火箭的飞行时序调整蓄压器的蓄能状态，其具体包括：

S31、在蓄压器的初始状态A，根据第一气腔133的容积调整第一气腔133的压力，根据第二气腔143的容积调整第二气腔143的压力，使得第一气腔133的压力和容积的乘积与第二气腔143的压力和容积的乘积之和满足蓄压器的初始状态A所需的蓄压器的PV值P₀V₀，即：

P₀V₀＝2*P_m0*V_m0 (1)

式(1)中，P_m0表示第一气腔133的压力，V_m0表示第一气腔133的容积。

需要说明的是，第一气腔133和第二气腔143的结构相同，且二者的压力和容积也相同，因此P_m0也可以表示第二气腔143的压力，V_m0也可以表示第二气腔143的容积。

S32、在蓄压器的受控阀打开状态B，第一气腔133与第三气腔15连通，第二气腔143与第四气腔16连通，根据第一气腔133的容积和第三气腔15的容积，调整第三气腔15的压力，并根据第二气腔143的容积和第四气腔16的容积，调整第四气腔16的压力，使得第一气腔133的压力和容积的乘积、第二气腔143的压力和容积的乘积、第三气腔15的压力和容积的乘积以及第四气腔16的压力和容积的乘积之和满足蓄压器的受控阀打开状态B所需的蓄压器的PV值P₁V₁，即：

P₁V₁＝2*(P_m0*V_m0+P_q0*V_q0) (2)

式(2)中，P_q0表示第三气腔15的压力，V_q0表示第三气腔15的容积。

需要说明的是，第三气腔15和第四气腔16的结构相同，且二者的压力和容积也相同，因此P_q0也可以表示第四气腔16的压力，V_q0也可以表示第四气腔16的容积。

S33、在蓄压器的受控阀关闭状态C，第一气腔133与第三气腔15隔断，第二气腔143与第四气腔16隔断，使得蓄压器的受控阀关闭状态C所需的蓄压器的PV值P₂V₂为：

P₂V₂＝2*(P_m0*V_m0+P_q0*V_q0)*V_m0/(V_m0+V_q0) (3)

上述步骤S3中，当运载火箭飞行时序在中期时，先判断当前状态下蓄压器的PV值P₁V₁是否满足POGO抑制需求，如果满足，则维持第一受控阀136和第二受控阀146的打开状态；否则，控制关闭第一受控阀136和第二受控阀146。

当运载火箭飞行时序在后期时，先判断当前状态下蓄压器的PV值P₂V₂是否满足POGO抑制需求，如果满足，则维持第一受控阀136和第二受控阀146的关闭状态；否则，重新调整蓄压器的初始状态A时第一气腔133和第二气腔143的压力、蓄压器的受控阀打开状态B时第一气腔133和第二气腔143的压力以及第一受控阀136和第二受控阀146的打开时间、蓄压器的受控阀关闭状态C时第一受控阀136和第二受控阀146的关闭时间，直至满足POGO抑制需求。

本申请实施例提供的POGO振动抑制方法采用运载火箭半调节式蓄压器进行POGO振动抑制，可以利用第一受控阀136调整第一气腔133与第三气腔15的连接状态，利用第二受控阀146调整第二气腔143与第四气腔16的连接状态，以调整蓄压器的PV值，达到根据飞行时序调整蓄压器的蓄能状态，进而更好的抑制火箭POGO振动，提高火箭的可靠性与安全性的目的。本申请实施例提供的运载火箭半调节式蓄压器能够降低液体运载火箭的POGO振动导致失利的风险。

上述的本申请实施例可在各种硬件、软件编码或两者组合中进行实施。例如，本申请的实施例也可表示在数据信号处理器中执行上述方法的程序代码。本申请也可涉及计算机处理器、数字信号处理器、微处理器或现场可编程门阵列执行的多种功能。可根据本申请配置上述处理器执行特定任务，其通过执行定义了本申请揭示的特定方法的机器可读软件代码或固件代码来完成。可将软件代码或固件代码发展表示不同的程序语言与不同的格式或形式。也可表示不同的目标平台编译软件代码。然而，根据本申请执行任务的软件代码与其他类型配置代码的不同代码样式、类型与语言不脱离本申请的精神与范围。

以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (10)

1.一种运载火箭半调节式蓄压器，其特征在于，包括四通壳体，所述四通壳体包括第一连接体、第二连接体、第三连接体和第四连接体；

沿所述第一连接体和第二连接体的轴线方向，所述四通壳体的内部为液腔，所述液腔形成推进剂输送通道；

沿第三连接体和第四连接体的轴线方向，在所述第三连接体中设置有第一推动机构，在所述第四连接体中设置有第二推动机构；所述第三连接体远离所述四通壳体中心的一端设置有第一端盖，所述第四连接体远离所述四通壳体中心的一端设置有第二端盖；所述第一推动机构、第一端盖和第三连接体共同围成封闭的第一气腔，所述第二推动机构、第二端盖和第四连接体共同围成封闭的第二气腔；

沿与所述第一连接体和第二连接体的中轴线以及所述第三连接体和第四连接体的中轴线垂直的方向，在所述四通壳体的两相对外壁上对应设置有封闭的第三气腔和第四气腔；

所述第一气腔与第三气腔连通，所述第二气腔与第四气腔连通；所述第一气腔与第三气腔连通的管路上设置有第一受控阀，所述第一受控阀用于通断其所在的管路；所述第二气腔与第四气腔连通的管路上设置有第二受控阀，所述第二受控阀用于通断其所在的管路。

2.根据权利要求1所述的运载火箭半调节式蓄压器，其特征在于，所述第一气腔通过第一连通管和第一连接头与所述第三气腔连通，所述第二气腔通过第二连通管和第二连接头与所述第四气腔连通；所述第一受控阀设置在所述第一连通管上，所述第二受控阀设置在所述第二连通管上。

3.根据权利要求1所述的运载火箭半调节式蓄压器，其特征在于，所述第一推动机构和第二推动机构采用相同的结构；

所述第一推动机构包括第一推板、第一膜片和第一导杆，所述第一推板与第一端盖和第三连接体共同围成封闭的所述第一气腔，所述第一膜片设置在所述第一气腔中，所述第一膜片的一端与所述第一端盖的内端面连接，其另一端与所述第一推板的一端面连接；所述第一推板的另一端面连接所述第一导杆的一端，所述第一导杆的另一端伸入所述液腔中。

4.根据权利要求3所述的运载火箭半调节式蓄压器，其特征在于，沿所述第一导杆的推动方向，在所述第一端盖的内端面中心处设置有第一圆筒，所述第一圆筒用于对所述第一膜片进行限位保护。

5.根据权利要求2所述的运载火箭半调节式蓄压器，其特征在于，所述第一连接头和第二连接头采用相同的结构，所述第一连接头采用三通接头。

6.根据权利要求5所述的运载火箭半调节式蓄压器，其特征在于，所述第一连接头的其中两端分别对应与所述第一连通管和第三连接体连接，所述第一连接头的另外一端连接第一充气开关和第一手动阀门；

所述第二连接头的其中两端分别对应与所述第二连通管和第四连接体连接，所述第二连接头的另外一端连接第二充气开关和第二手动阀门。

7.一种POGO振动抑制方法，其特征在于，采用如权利要求1-6任一项所述的运载火箭半调节式蓄压器进行POGO振动抑制。

8.根据权利要求7所述的POGO振动抑制方法，其特征在于，包括以下步骤：

在推进剂输送系统上安装运载火箭半调节式蓄压器；

将运载火箭的飞行时序分为前期、中期和后期三个阶段，并根据火箭动力学特性确定三个阶段对POGO振动进行抑制所需的蓄压器的PV值；其中，前期对应蓄压器的初始状态A，该状态所需的蓄压器的PV值为P₀V₀；中期对应蓄压器的受控阀打开状态B，该状态所需的蓄压器的PV值为P₁V₁；后期对应蓄压器的受控阀关闭状态C，该状态所需的蓄压器的PV值为P₂V₂。

根据运载火箭的飞行时序调整蓄压器的蓄能状态。

9.根据权利要求8所述的POGO振动抑制方法，其特征在于，所述根据运载火箭的飞行时序调整蓄压器的蓄能状态的具体过程为：

当运载火箭飞行时序在中期时，判断当前状态下蓄压器的PV值P₁V₁是否满足POGO抑制需求，如果满足，则维持第一受控阀和第二受控阀的打开状态；否则，控制关闭第一受控阀和第二受控阀；

当运载火箭飞行时序在后期时，判断当前状态下蓄压器的PV值P₂V₂是否满足POGO抑制需求，如果满足，则维持第一受控阀和第二受控阀的关闭状态；否则，重新调整蓄压器的初始状态A时第三气腔和第四气腔的压力、蓄压器的受控阀打开状态B时第一气腔和第二气腔的压力以及第一受控阀和第二受控阀的打开时间、蓄压器的受控阀关闭状态C时第一受控阀和第二受控阀的关闭时间，直至满足POGO抑制需求。

10.根据权利要求9所述的POGO振动抑制方法，其特征在于，在运载火箭的飞行前期，所述蓄压器的初始状态A所需的蓄压器的PV值P₀V₀为：

P₀V₀＝2*P_m0*V_m0，

其中，P_m0表示第一气腔的压力，V_m0表示第一气腔的容积；

在运载火箭的飞行中期，所述蓄压器的受控阀打开状态B所需的蓄压器的PV值P₁V₁为：

P₁V₁＝2*(P_m0*V_m0+P_q0*V_q0)，

其中，P_q0表示第三气腔的压力，V_q0表示第三气腔的容积；

在运载火箭的飞行后期，所述蓄压器的受控阀关闭状态C所需的蓄压器的PV值P₂V₂为：

P₂V₂＝2*(P_m0*V_m0+P_q0*V_q0)*V_m0/(V_m0+V_q0)。

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