CN114893325B - 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器 - Google Patents

一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器 Download PDF

Info

Publication number
CN114893325B
CN114893325B CN202210453532.5A CN202210453532A CN114893325B CN 114893325 B CN114893325 B CN 114893325B CN 202210453532 A CN202210453532 A CN 202210453532A CN 114893325 B CN114893325 B CN 114893325B
Authority
CN
China
Prior art keywords
gas
oxygen
shell
liquid
gas injection
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210453532.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114893325A (zh
Inventor
高玉闪
张晓光
任孝文
高远皓
张晟
何闯
崔星
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xian Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xian Aerospace Propulsion Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN202210453532.5A priority Critical patent/CN114893325B/zh
Publication of CN114893325A publication Critical patent/CN114893325A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114893325B publication Critical patent/CN114893325B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02E—REDUCTION OF GREENHOUSE GAS [GHG] EMISSIONS, RELATED TO ENERGY GENERATION, TRANSMISSION OR DISTRIBUTION
    • Y02E20/00—Combustion technologies with mitigation potential
    • Y02E20/34—Indirect CO2mitigation, i.e. by acting on non CO2directly related matters of the process, e.g. pre-heating or heat recovery

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Abstract

一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，包括氧化剂预压涡轮泵、单向阀、第一法兰、第二法兰、壳体、潜管、控制阀以及惯性孔；氧化剂预压涡轮泵安装在主管路中，壳体安装在主管路外，主管路与壳体通过惯性孔连通；潜管安装在壳体底部，控制阀安装在潜管上；氧化剂预压涡轮泵的气体通道上安装单向阀；所述主管路分别通过第一法兰和第二法兰与液氧输送管路相连，液氧输送管路内液体推进剂通过惯性孔进入壳体，并在壳体内形成自由液位和气体容腔。本发明的注气式蓄压器与氧化剂预压涡轮泵一体化集成，距氧主泵入口近，利于抑制POGO振动，同时可降低箭体对惰性气体的使用需求，避免惰性气体进入输送管路而对发动机性能造成影响。

Description

一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器
技术领域
本发明涉及一种注气式蓄压器。
背景技术
液体火箭结构与推进系统发生动力学上的强耦合时会导致纵向的低频振动，该振动常被称为POGO振动。POGO振动严重时会导致推进系统关机、载荷故障、航天员身体不适甚至箭体结构破坏等安全事故。为抑制POGO振动，常在推进剂输送管路末端、发动机泵入口位置安装蓄压器，通过蓄压器内的气体来增加管路柔性，改变供应管路的固有频率，达到与箭体结构错频的目的。
相比于现役火箭采用的贮气式金属膜盒蓄压器，注气式蓄压器由于其能量值大、可靠性高，可作为新型运载火箭的POGO振动抑制装置。目前已有注气式蓄压器通常使用惰性气体作为气体工质，且惰性气体极易进入发动机中，影响发动机的工作性能。利用目前高压补燃液氧煤油发动机发生器产生的高温高压富氧燃气作为气体工质，在简化结构的同时，可避免惰性气体进入发动机造成性能下降。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：为解决大型低温运载火箭POGO振动，本发明公开了一种适用于高压补燃液氧煤油发动机的基于氧化剂预压涡轮泵的注气式蓄压器，利用驱动氧预压涡轮后的高温高压富氧燃气作为注气式蓄压器的气体工质，降低箭体对惰性气体的使用需求，简化结构的同时避免了惰性气体进入输送管路而对发动机的性能造成影响。本发明的注气式蓄压器与氧化剂预压涡轮泵一体化集成，距氧主泵入口近，利于抑制POGO振动。
本发明的技术解决方案是：一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，包括氧化剂预压涡轮泵、单向阀、第一法兰、第二法兰、半球形壳体、潜管、控制阀及惯性孔，其中：
蓄压器分别通过第一法兰和第二法兰与低温液氧输送管路相连，输送管路内液体推进剂通过惯性孔进入半球形壳体，并在半球形壳体内形成自由液位和气体容腔；
在低温预冷时，液氧经供应管路充满半球形壳体和氧化剂预压涡轮泵，实现对注气式蓄压器的低温预冷；
当进入工作状态时，高压富氧燃气经单向阀进入氧化剂预压涡轮泵的气体通道，在对预压泵的涡轮做功后分为两部分，一部分进入主管路与液氧掺混液化，另一部分注入气体容腔。气体容腔压力升高后，液氧通过惯性孔进入输送管路中。气体容腔增大，当液面下降至潜管最高位置时，潜管排气，液面停止下降。当液氧输送管内压力高于气体容腔内压力时，气体容腔被压缩，液面升高，当液面升高至潜管最高点以上时，潜管开始排液，实现液面在潜管最高点附近调节。通过调节控制阀的开度，可实现潜管排气或排液的速度。
所述的利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其气体工质为高压补燃液氧煤油发动机燃气发生器产生的高温高压富氧燃气，且自氧化剂预压涡轮后引入注气式蓄压器。
进一步的，还包括注气孔，注气孔设置在壳体的入口位置，通过减小富氧燃气的流动速度，引导气体向半球形壳体内壁面方向流动，避免高温高压富氧燃气直吹液氧自由液面和输送管外壁面。
进一步的，还包括掺混孔，掺混孔设置在氧化剂预压涡轮泵的出口位置，将过量富氧燃气引入液氧输送管内，实现富氧燃气与液氧的掺混，避免过量的富氧燃气排向外界。
进一步的，还包括液位计和压力传感器，分别用于测量半球形壳体内液氧的高度和气体容腔内的压力。液位计和压力传感器将信号反馈至控制器，由控制器实现控制阀的动作。
进一步的，还包括防晃板，防晃板在半球形壳体内部，抑制在火箭发行过程中产生的液面晃动。
进一步的，还包括过滤器，用于对进入氧化剂预压涡轮泵的液氧进行过滤。
进一步的，所述注气式蓄压器位于氧主泵入口位置，用于抑制POGO振动。
进一步的，所述半球形壳体、氧化剂预压涡轮泵的壳体及液氧输送管路外包覆有绝热材料。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明利用驱动氧化剂预压涡轮泵的高温高压富氧燃气作为注气式蓄压器的气体工质，可降低箭体对惰性气体的使用需求，避免了惰性气体进入输送管路内部，降低了由此可能造成的氧泵入口汽蚀风险。
(2)本发明的注气式蓄压器位于氧化剂预压涡轮泵下游，距氧主泵入口近，有利于抑制POGO振动。
(3)本发明将氧化剂预压涡轮泵与注气式蓄压器一体化集成，作为高压补燃液氧煤油发动机的组件，可搭载发动机试车进行充分验证，考核条件更接近真实状态。
(4)本发明的注气式蓄压器，结构紧凑，在多台发动机并联工作时具有布局方便、管路结构简单的优点。
(5)本发明的注气式蓄压器，减少了富氧燃气在液氧输送管路内的掺混液化气量，少量的富氧燃气更容易在液氧中液化，降低了由于大量富氧燃气进入输送管路造成的氧泵入口汽蚀风险。
附图说明
图1为利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器示意图。
其中，1为氧化剂预压涡轮泵，2为单向阀，3为气体容腔，4为第一法兰，5为第二法兰，6为半球形壳体，7为液位计，8为压力传感器，9为潜管，10为控制阀，11为惯性孔，12为掺混孔，13为注气孔，14为过滤器，15为隔热层，16为防晃板，17为控制器。
具体实施方式
本发明提出了一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，利用驱动氧化剂预压涡轮泵的高温高压富氧燃气作为注气式蓄压器的气体工质，可减小蓄压器体积，降低箭体对惰性气体的使用需求，为箭体减重的同时避免了惰性气体进入输送管路而对发动机的性能造成影响；同时减少了富氧燃气在液氧输送管路内的掺混液化气量，少量的富氧燃气更容易在液氧中液化，降低了由于大量富氧燃气进入输送管路造成的氧泵入口汽蚀风险。所述注气式蓄压器位于氧主泵入口位置，用于抑制POGO振动。
如图1所示，为一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器系统示意图，一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，包括氧化剂预压涡轮泵1、单向阀2、气体容腔3、第一法兰4、第二法兰5、半球形壳体6、液位计7、压力传感器8、潜管9、控制阀10、惯性孔11、掺混孔12、注气孔13、过滤器14、隔热层15、防晃板16、控制器17。
氧化剂预压涡轮泵1安装在主管路中，半球形壳体6安装在主管路外，主管路与半球形壳体6通过惯性孔11连通；潜管9安装在半球形壳体6底部，控制阀10安装在潜管9上；氧化剂预压涡轮泵1的气体通道上安装单向阀2；
主管路通过第一法兰4和第二法兰5与低温液氧输送管路相连，输送管路内液体推进剂通过惯性孔11进入半球形壳体6，并在半球形壳体6内形成自由液位和气体容腔3，为供应管路提供一定的柔性，起到改变管路固有频率，降低振动压力幅值的作用。
低温预冷时，在单向阀2的止逆作用下，液氧充满半球形壳体6和氧化剂预压涡轮泵1，实现对注气式蓄压器的低温预冷。液位计7用于测量半球形壳体6内液氧的高度，压力传感器8测量气体容腔3内的压力。
当进入工作状态时，高压富氧燃气经单向阀2以一定流量进入氧化剂预压涡轮泵1的气体通道①，在对氧化剂预压涡轮泵1的涡轮做功后分为②和③两部分，一部分②进入主管路与液氧掺混液化，另一部分③注入气体容腔3。气体容腔3压力升高后，液氧通过惯性孔11进入输送管路中。气体容腔3增大，当液面下降至潜管9最高位置时，控制阀10在控制器17的作用下打开，潜管9排气，液面停止下降。当液氧输送管内压力高于气体容腔3内压力时，气体容腔3被压缩，液面升高，当液面升高至潜管9最高点以上时，潜管9开始排液，实现液面在潜管9最高点附近调节，气体容腔3的体积保持一定。通过调节控制阀10的开度，可实现潜管9排气或排液的速度。
过滤器14用于对进入氧化剂预压涡轮泵1的液氧进行过滤。掺混孔12设置在氧化剂预压涡轮泵1的出口位置，可实现过量富氧燃气与主管路内液氧的掺混。注气孔13在壳体6的入口位置，可以减小富氧燃气的流动速度，引导气体流动的方向，避免高温高压富氧燃气直吹液氧自由液面和输送管外壁面。
半球形壳体6、氧预压涡轮泵1壳体以及液氧主管路部分包覆有绝热材料，形成隔热层15。防晃板16安装在半球形壳体6内部，抑制在火箭发行过程中产生的液面晃动。
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。

Claims (9)

1.一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于，包括氧化剂预压涡轮泵(1)、单向阀(2)、第一法兰(4)、第二法兰(5)、壳体(6)、潜管(9)、控制阀(10)及惯性孔(11)，其中：
氧化剂预压涡轮泵(1)安装在主管路中，壳体(6)安装在主管路外，主管路与壳体(6)通过惯性孔(11)连通；潜管(9)安装在壳体(6)底部，控制阀(10)安装在潜管(9)上；氧化剂预压涡轮泵(1)的气体通道上安装单向阀(2)；
所述主管路分别通过第一法兰(4)和第二法兰(5)与液氧输送管路相连，液氧输送管路内液体推进剂通过惯性孔(11)进入壳体(6)，并在壳体(6)内形成自由液位和气体容腔(3)；
当处于低温预冷状态时，在单向阀(2)的止逆作用下，液氧充满壳体(6)和氧化剂预压涡轮泵(1)，实现对所述注气式蓄压器的低温预冷；
当进入工作状态时，气体工质经单向阀(2)进入氧化剂预压涡轮泵(1)的气体通道，在对氧化剂预压涡轮泵(1)的涡轮做功后分为两部分，其中一部分进入主管路与液氧掺混液化，另一部分注入气体容腔(3)，使得气体容腔(3)压力升高，液氧通过惯性孔(11)进入液氧输送管路中，气体容腔(3)增大，当液面下降至潜管(9)最高位置时，控制阀(10)打开，潜管(9)排气，液面停止下降；当液氧输送管内压力高于气体容腔(3)内压力时，气体容腔(3)被压缩，液面升高，当液面升高至潜管(9)最高点以上时，潜管(9)开始排液，实现液面在潜管(9)最高点附近调节；通过调节控制阀(10)的开度，控制潜管(9)排气或排液的速度；
所述气体工质为高压补燃液氧煤油发动机燃气发生器燃烧产生的富氧燃气。
2.根据权利要求1所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：还包括液位计(7)，用于测量壳体(6)内液氧液面的高度。
3.根据权利要求2所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：还包括压力传感器(8)，用于测量气体容腔(3)内的压力。
4.根据权利要求1所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：还包括掺混孔(12)，掺混孔(12)设置在氧化剂预压涡轮泵(1)的出口位置，将过量富氧燃气引入主管路中，实现富氧燃气与液氧的掺混液化。
5.根据权利要求1所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：还包括注气孔(13)，注气孔(13)设置在壳体(6)的入口位置，通过减小富氧燃气的流动速度，引导气体向壳体(6)内壁面方向流动，避免高温高压富氧燃气直吹液氧自由液面和输送管外壁面。
6.根据权利要求1所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：还包括过滤器(14)，用于对进入氧化剂预压涡轮泵(1)的液氧进行过滤。
7.根据权利要求1所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：所述氧化剂预压涡轮泵(1)的壳体、壳体(6)及液氧输送管路外包覆有隔热层(15)；所述壳体(6)为半球形。
8.根据权利要求3所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：还包括控制器(17)，所述液位计(7)和压力传感器(8)将所测信号实时传递至控制器(17)，控制器(17)实现对控制阀(10)的动作控制。
9.根据权利要求1所述的一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器，其特征在于：所述注气式蓄压器位于氧主泵入口位置，用于抑制POGO振动。
CN202210453532.5A 2022-04-27 2022-04-27 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器 Active CN114893325B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210453532.5A CN114893325B (zh) 2022-04-27 2022-04-27 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210453532.5A CN114893325B (zh) 2022-04-27 2022-04-27 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114893325A CN114893325A (zh) 2022-08-12
CN114893325B true CN114893325B (zh) 2023-03-21

Family

ID=82720021

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210453532.5A Active CN114893325B (zh) 2022-04-27 2022-04-27 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114893325B (zh)

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3059726B1 (fr) * 2016-12-02 2019-05-10 Airbus Safran Launchers Sas Systeme correcteur d'effet pogo
CN108387378B (zh) * 2018-01-22 2019-11-15 西安航天动力试验技术研究所 一种发动机试验推进剂供应低频脉动抑制方法及系统
CN109322764B (zh) * 2018-10-17 2019-11-12 北京宇航系统工程研究所 一种低温液位可控注气式蓄压器
CN111622864B (zh) * 2020-06-03 2023-02-21 陕西天回航天技术有限公司 一种半开式富氧补燃循环发动机
CN111852690B (zh) * 2020-07-07 2021-08-17 西安航天动力试验技术研究所 一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置
CN112377329B (zh) * 2020-10-30 2021-11-19 上海宇航系统工程研究所 气体回收式液体火箭pogo抑制器
CN113820136A (zh) * 2021-08-26 2021-12-21 上海航天精密机械研究所 一种注气式蓄压器压力平衡试验装置及其试验方法
CN113944571B (zh) * 2021-08-30 2023-02-28 北京宇航系统工程研究所 一种基于溢流阀的pogo主动抑制方法及系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN114893325A (zh) 2022-08-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109630317B (zh) 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN105909424A (zh) Rbcc大调节比液体火箭发动机推进剂供应系统
GB2419577A (en) Device for supplying fuel to an energy production installation of a ship
US8931261B2 (en) Apparatus, system, and method for diverting fluid
US3943706A (en) Ignition system for rocket engine combustion chambers operated by non-hypergolic propellant components
CN111963340B (zh) 一种液体火箭发动机气动增压装置多次起动系统
CN114893325B (zh) 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器
CN110985238A (zh) 一种可实现高度补偿的变工况火箭发动机
CN110749445B (zh) 一种利用爆轰驱动技术的冲压发动机直连式试验装置
JPS59108857A (ja) 内燃機関用冷却液噴射装置
CN112628018B (zh) 大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法
CN112431692A (zh) 一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统
CN217111442U (zh) 一种燃气加热器试验台
CN114508447B (zh) 一种电动泵压式固液火箭发动机试验输送系统和方法
CN113588233B (zh) 一种适用于涡轮试验台的排气背压调节系统及方法
Chang et al. Development of the facility for model scramjet testing
US5305596A (en) Method for preventing lean flaeout at ignition of a stored energy system for driving a turbine wheel
McNelis et al. Hot fire ignition test with densified liquid hydrogen using a RL10B-2 cryogenic H2/O2 rocket engine
CN113183751A (zh) 一种溶氢柴油随车储存与流量测量的装置及方法
CN217816171U (zh) Lng供气系统
RU180605U1 (ru) Топливоподающая система газодизеля с внутренним смесеобразованием
Asada et al. Investigations on Recycle and Closed–Cycle Diesel Engines
EP0189146A1 (en) Piston type internal combustion engine power units
CN112196702B (zh) 一种液体火箭发动机起动器及其设计方法
CN117006111A (zh) 一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant