CN117006111B - 一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法 - Google Patents
一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117006111B CN117006111B CN202310908919.XA CN202310908919A CN117006111B CN 117006111 B CN117006111 B CN 117006111B CN 202310908919 A CN202310908919 A CN 202310908919A CN 117006111 B CN117006111 B CN 117006111B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- gas injection
- injection type
- accumulator
- gas
- pressure accumulator
- 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
Links
- 238000002347 injection Methods 0.000 title claims abstract description 212
- 239000007924 injection Substances 0.000 title claims abstract description 212
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 47
- 230000001629 suppression Effects 0.000 title claims abstract description 37
- 230000002093 peripheral effect Effects 0.000 claims abstract description 9
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 354
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 220
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 143
- 239000001307 helium Substances 0.000 claims description 74
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 claims description 74
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 74
- 239000007787 solid Substances 0.000 claims description 56
- 230000008569 process Effects 0.000 claims description 29
- 230000000670 limiting effect Effects 0.000 claims description 4
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 abstract description 3
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 abstract description 3
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 abstract description 2
- 230000002829 reductive effect Effects 0.000 description 20
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 8
- 238000011161 development Methods 0.000 description 7
- 230000002401 inhibitory effect Effects 0.000 description 7
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 6
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 6
- 239000000463 material Substances 0.000 description 5
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 5
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 4
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 3
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 3
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 3
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 3
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000004458 analytical method Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 2
- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
- 230000000452 restraining effect Effects 0.000 description 2
- 238000010521 absorption reaction Methods 0.000 description 1
- 230000004075 alteration Effects 0.000 description 1
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 230000005764 inhibitory process Effects 0.000 description 1
- 230000036961 partial effect Effects 0.000 description 1
- 229920000642 polymer Polymers 0.000 description 1
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 1
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 1
- 239000011435 rock Substances 0.000 description 1
- 239000011343 solid material Substances 0.000 description 1
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 1
- 238000011144 upstream manufacturing Methods 0.000 description 1
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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B1/00—Installations or systems with accumulators; Supply reservoir or sump assemblies
- F15B1/02—Installations or systems with accumulators
- F15B1/021—Installations or systems with accumulators used for damping
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B1/00—Installations or systems with accumulators; Supply reservoir or sump assemblies
- F15B1/02—Installations or systems with accumulators
- F15B1/04—Accumulators
- F15B1/08—Accumulators using a gas cushion; Gas charging devices; Indicators or floats therefor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B21/00—Common features of fluid actuator systems; Fluid-pressure actuator systems or details thereof, not covered by any other group of this subclass
- F15B21/04—Special measures taken in connection with the properties of the fluid
- F15B21/041—Removal or measurement of solid or liquid contamination, e.g. filtering
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F42—AMMUNITION; BLASTING
- F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
- F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B2201/00—Accumulators
- F15B2201/20—Accumulator cushioning means
- F15B2201/205—Accumulator cushioning means using gas
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B2201/00—Accumulators
- F15B2201/40—Constructional details of accumulators not otherwise provided for
- F15B2201/405—Housings
- F15B2201/4056—Housings characterised by the attachment of housing components
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B2201/00—Accumulators
- F15B2201/40—Constructional details of accumulators not otherwise provided for
- F15B2201/415—Gas ports
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F15—FLUID-PRESSURE ACTUATORS; HYDRAULICS OR PNEUMATICS IN GENERAL
- F15B—SYSTEMS ACTING BY MEANS OF FLUIDS IN GENERAL; FLUID-PRESSURE ACTUATORS, e.g. SERVOMOTORS; DETAILS OF FLUID-PRESSURE SYSTEMS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- F15B2201/00—Accumulators
- F15B2201/50—Monitoring, detection and testing means for accumulators
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
本发明实施例提供一种注气式蓄压器、POGO振动抑制系统及POGO振动抑制方法，涉及运载火箭领域，注气式蓄压器包括注气式蓄压器外壳1522，其下端连接于多通15的底面，注气式蓄压器外壳1522在多通15的内底面之上形成中空腔体；还包括充气管路1526，贯穿多通15的底面进入到注气式蓄压器外壳1522的内部；充气管路1526具有充气接口1528和出气口1530，充气接口1528处于多通15的底面的之外，出气口1530处于注气式蓄压器外壳1522的上端面的临近处；在注气式蓄压器外壳1522的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔1523；能够对POGO振动进行抑制。
Description
技术领域
本发明涉及运载火箭领域，具体涉及一种注气式蓄压器、POGO振动抑制系统及POGO振动抑制方法。
背景技术
液体运载火箭POGO振动(纵向耦合振动)是动力系统压力脉动与结构纵向振动耦合而产生的动力学不稳定问题，影响运载火箭的低频振动环境和飞行可靠性，对重型液体运载火箭而言有效抑制POGO振动尤为重要。为抑制液体火箭的POGO振动，通常采取的措施是在输送系统管路上或在发动机内部安装蓄压器装置，用以调整动力系统的频率，以此来降低动力系统与结构纵向振动的耦合，保证结构纵向振动稳定。因此如何抑制POGO振动是当今重型液体运载火箭最重要的设计内容之一，根据理论与实验可行性一般在液体运载火箭输送系统中安装蓄压器装置，将推进系统的频率与火箭的固有频率分隔开。常用的蓄压器类型有：弹簧活塞式蓄压器、金属膜盒式蓄压器以及注气式蓄压器。
在实现本发明过程中，申请人发现现有技术中至少存在如下问题：
但是随着我国航天技术的发展，运载火箭体积增大，结构也愈加复杂，对蓄压器抑制POGO振动能力的要求也越来越高，比如，与中、小型液体运载火箭相比，大、重型液体运载火箭全箭结构频率更低，金属膜盒式蓄压器若要满足POGO振动抑制的要求，金属膜盒式蓄压器容积需要明显的扩大，这不仅加大了金属膜盒式蓄压器的研制难度，大体积的金属膜盒式蓄压器也增加了输送系统的结构重量，降低了大型运载火箭的运载能力。
发明内容
本发明实施例提供一种注气式蓄压器、POGO振动抑制系统及POGO振动抑制方法，能够解决现有技术中存在的采用大体积的金属膜盒式蓄压器抑制振动增加了输送系统的结构重量，降低了大型运载火箭的运载能力的技术问题。
为达上述目的，第一方面，本发明实施例提供一种注气式蓄压器，注气式蓄压器与多通为一体化结构，且注气式蓄压器设于多通内部；多通连接于一级甲烷箱和多个一级发动机之间的液甲烷的输送管路上；
注气式蓄压器包括注气式蓄压器外壳，注气式蓄压器外壳的下端连接于多通的底面，注气式蓄压器外壳在多通的内部自底面向上依次形成液腔和蓄压器气腔；
注气式蓄压器还包括充气管路，充气管路贯穿多通的底面进入到注气式蓄压器外壳的内部；充气管路具有充气接口和出气口，充气接口处于多通的底面之外，出气口处于注气式蓄压器外壳的上端面的临近处；
在注气式蓄压器外壳的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔。
第二方面，本发明实施例提供一种大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统，包括多通，设于多通内部且连接于多通的注气式蓄压器；
多通具有多个一级甲烷输送分支管路，每个一级甲烷输送分支管路对应连接于一个一级发动机，且多通处于一级发动机的竖向位置之上；
多通通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱，且多通处于一级甲烷箱的竖向位置之下。
第三方面，本发明实施例提供一种大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，所述方法通过大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统实现，大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统包括：多通，设于多通内部与多通一体化设计的注气式蓄压器；
多通具有多个一级甲烷输送分支管路，每个一级甲烷输送分支管路对应连接于一个一级发动机，且多通处于一级发动机的竖向位置之上；
多通通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱，且多通处于一级甲烷箱的竖向位置之下；
注气式蓄压器包括注气式蓄压器外壳，注气式蓄压器外壳的下端连接于多通的底面，注气式蓄压器外壳在多通的内部自底面向上依次形成液腔和蓄压器气腔；
注气式蓄压器还包括充气管路，充气管路贯穿多通的底面进入到注气式蓄压器外壳的内部；充气管路具有充气接口和出气口，充气接口处于多通的底面之外，出气口处于注气式蓄压器外壳的上端面的临近处；
在注气式蓄压器外壳的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔；
所述大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，包括：
在大型运载火箭点火前的第一时刻，通过充气接口向充气管路内输送冷氦气，冷氦气自出气口进入到注气式蓄压器的蓄压器气腔内，冷氦气将注气式蓄压器内的液甲烷向注气式蓄压器的下端方向推动；直至液甲烷的液面低于顶部的第一贯穿孔，冷氦气通过第一贯穿孔进入到多通、以及进入到多通与一级甲烷箱之间的液甲烷的主输送管，最终进入到一级甲烷箱；
在大型运载火箭点火前的第二时刻到来之前，不断向注气式蓄压器内充气冷氦气，直至最终注气式蓄压器的蓄压器气腔的容积保持不变，多通及注气式蓄压器内的气枕压力保持不变，在第二时刻停止向注气式蓄压器内输送冷氦气；
在大型运载火箭飞行过程中，通过注气式蓄压器内的冷氦气，增加所有液甲烷输送管路中液甲烷的可压缩性，降低液甲烷的液体的分布弹性，从而降低液甲烷输送系统的固有频率，达到抑制液甲烷的振动频率；通过抑制液甲烷的振动频率，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在大型运载火箭一级飞行过程中，不再向注气式蓄压器输送冷氦气。
上述技术方案具有如下有益效果：在大型运载火箭飞行过程中，通过注气式蓄压器内的冷氦气，增加所有液甲烷输送管路中液甲烷的可压缩性，降低液甲烷的液体的分布弹性，从而降低液甲烷输送系统的固有频率，达到抑制液甲烷的振动频率；通过抑制液甲烷的振动频率，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在大型运载火箭一级飞行过程中，不再向注气式蓄压器输送冷氦气。所本发明的注气式蓄压器调频能力更强，占用空间更小，能更好适应大型运载火箭的低温环境。管路、阀门的种类、数量较少，减少了加工成本，所以结构简单，使得研制难度低，生产成本低，比较容易实现。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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是本发明实施例的注气式蓄压器的三维剖面图；
图2是本发明实施例的注气式蓄压器152与多通15通过焊接制造成的结构的主视剖面图；
图3是本发明实施例的注气式蓄压器152与多通15通过焊接制造成的结构的三维剖视图；
图4是本发明实施例的POGO振动抑制系统的结构示意图；
图5是本发明实施例的输送管路局部三维结构图；
图6是本发明实施例的多通的三维结构剖面图；
图7是本发明实施例的地面冷氦电磁阀开启关闭曲线示意图；
图8是本发明实施例的一级注气式蓄压器气腔气枕压力曲线图；
图9是本发明实施例的一级注气式蓄压器气腔气枕容积曲线图；
图10是本发明实施例的一级注气式蓄压器PV能量值曲线图；
图11是本发明实施例的箭体结构纵向一阶频率与一级液甲烷输送系统的一阶频率分布图。
附图标记表示为：
15、多通；152、注气式蓄压器；1521、多通外壳；1522、注气式蓄压器外壳；1526、充气管路；1528、充气接口；1530、出气口；1523、第一贯穿孔；1524、固体浮力盖板；1531、环形下挡板；1532、环形上挡板；
1、一级甲烷箱；2、一级液氧箱；3、一级发动机；4、过滤器；5、冷氦电磁阀；10、冷氦手动开关；20、冷氦充气管路；
6、尾端插拔连接器；7、单向阀；8、孔板；9、三通；11、甲烷箱后底；12、甲烷箱防漩防塌装置；13、一级甲烷输送主管路；16、压力传感器；17、一级甲烷输送分支管路；18、一级发动机甲烷泵入口；19、注气式蓄压器主充气管路；
1512、一级甲烷输送分支管路法兰；1527、距离传感器；1529、压力传感器接口。
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。
如图1、图2和图3所示，结合本发明的实施例，提供一种注气式蓄压器152，注气式蓄压器152与多通15为一体化结构例如采用焊接制造一体化结构，且注气式蓄压器152设于多通15的内部；多通15连接于一级甲烷箱1和多个一级发动机3之间的液甲烷的输送管路上；
注气式蓄压器152包括注气式蓄压器外壳1522，注气式蓄压器外壳1522设于多通外壳1521内，注气式蓄压器外壳1522的下端连接于多通15的底面，注气式蓄压器外壳1522在多通15的内部自底面向上依次形成液腔和蓄压器气腔；
注气式蓄压器152还包括充气管路1526，充气管路1526贯穿多通15的底面进入到注气式蓄压器外壳1522的内部；充气管路1526具有充气接口1528和出气口1530，充气接口1528处于多通15的底面的之外，出气口1530处于注气式蓄压器外壳1522的上端面的临近处；
在注气式蓄压器外壳1522的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔1523。
采用本发明的注气式蓄压器152时，多通15具有多个一级甲烷输送分支管路17，每个一级甲烷输送分支管路17通过一级甲烷输送分支管路法兰1512对应连接于各自对应的一个一级发动机3，且多通15处于一级发动机3的竖向位置之上；多通15通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱1，且多通15处于一级甲烷箱1的竖向位置之下。
在大型运载火箭点火前的第一时刻，通过充气接口1528向充气管路1526内输送冷氦气，冷氦气自出气口1530进入到注气式蓄压器152的蓄压器气腔内，冷氦气将注气式蓄压器152内的液甲烷向注气式蓄压器152的下端方向推动；直至液甲烷的液面低于顶部的第一贯穿孔1523，冷氦气通过第一贯穿孔1523进入到多通15、以及进入到多通15与一级甲烷箱1之间的液甲烷的主输送管，最终进入到一级甲烷箱1；
在大型运载火箭点火前的第二时刻到来之前，不断向注气式蓄压器152内充冷氦气，直至最终注气式蓄压器152的蓄压器气腔的容积保持不变，多通15及注气式蓄压器152内的气枕压力保持不变，在第二时刻停止向注气式蓄压器152内输送冷氦气；
在大型运载火箭飞行过程中，通过注气式蓄压器152内的冷氦气，增加所有液甲烷输送管路中液甲烷的可压缩性，降低液甲烷的液体的分布弹性，从而降低液甲烷输送系统的固有频率，，达到抑制液甲烷的振动频率；通过抑制液甲烷的振动频率，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在大型运载火箭一级飞行过程中，不再向注气式蓄压器152输送冷氦气。所本发明的注气式蓄压器152调频能力更强，占用空间更小，能更好适应大型运载火箭的低温环境。管路、阀门的种类、数量较少，减少了加工成本，所以结构简单，使得研制难度低，生产成本低，比较容易实现。
优选地，注气式蓄压器152还包括水平设于注气式蓄压器外壳1522内的固体浮力盖板1524，且固体浮力盖板1524具有第二贯穿孔，充气管路1526贯穿通过第二贯穿孔；其中，固体浮力盖板1524的密度小于液甲烷的密度，在通过一级甲烷箱1通过多通15向一级发动机3输送液甲烷时，固体浮力盖板1524会漂浮在液甲烷上的表面，能够有效抑制注气式蓄压器152内的液甲烷晃动，保证注气式蓄压器152中的气体不会通过第一贯穿孔1523进入一级发动机3。注气式蓄压器152中固体浮力盖板1524采用固体浮力材料，固体浮力材料是由无机轻质填充材料，该材料是一种低密度、高强度、少吸液甲烷的聚合物基固体材料。固体浮力材料的密度为200kg/m3，112K液甲烷密度为422kg/m3，固体浮力材料密度为112K液甲烷密度的0.47倍，因此固体浮力材料制造成的固体浮力盖板1524会漂浮在液甲烷上方。注气式蓄压器152在增压前，固体浮力盖板1524由于密度较低，漂浮在液甲烷上方。因此固体浮力盖板1524与环形上挡板1532接触。
优选地，注气式蓄压器152还包括环形上挡板1532，环形上挡板1532设于出气口1530之下的注气式蓄压器外壳1522上，以及固体浮力盖板1524处于环形上挡板1532之下。注气式蓄压器152在增压前，固体浮力盖板1524由于密度较低，漂浮在液甲烷上方。因此固体浮力盖板1524与环形上挡板1532接触。环形上挡板1532起到固体浮力盖板1524的限位作用，环形上挡板1532防止固体浮力盖板1524脱离充气管路1526的引导，为上挡板上限位置。
优选地，注气式蓄压器152还包括与环形上挡板1532相对设置的环形下挡板1531，环形下挡板1531设于第一贯穿孔1523所在周面之上的注气式蓄压器外壳1522上，且固体浮力盖板1524处于环形上挡板1532与环形下挡板1531之间。环形下挡板1531为固体浮力盖板1524的下限位置，在大型运载火箭点火前射前的第一时刻到第二时刻期间，不停地向注气式蓄压器152内充冷氦气，固体浮力盖板1524始终维持在下限位置，多余的冷氦气体排放至一级甲烷箱气枕中。通过这种方式可以使得注气式蓄压器152内的初始气枕容积V保持恒定，而加注冷氦气后至大型运载火箭点火前注气式蓄压器152气腔气枕压力值P恒定，通过不断给注气式蓄压器152充气，保证注气式蓄压器152射前充气至一定压力和容积。
优选地，充气管路1526为直管，充气管路1526竖向设置，第二贯穿孔竖向设置，充气管路1526贯穿通过竖向设置的第二贯穿孔，竖直设置的充气管路1526对固体浮力盖板1524的上下引导更顺畅。
优选地，注气式蓄压器外壳1522为下端开口的粗细一致的腔体，腔体粗细一致便于制造，也便于固体浮力盖板1524、环形上挡板1532和环形下挡板1531的设置。
如图4、图5和图6所示，结合本发明的实施例，提供一种大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统，包括：多通15，设于多通15内部且连接于多通15的任一的注气式蓄压器152，注气式蓄压器152与多通15一体化设计；
多通15具有多个一级甲烷输送分支管路17，每个一级甲烷输送分支管路17对应连接于各自的一个一级发动机3，且多通15处于一级发动机3的竖向位置之上；
多通15通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱1，且多通15处于一级甲烷箱1的竖向位置之下。另外，多通15处于一级液氧箱2的竖向位置之下。
在大型运载火箭点火前的第二时刻到来之前，不断向注气式蓄压器152内充冷氦气，直至最终注气式蓄压器152的蓄压器气腔的容积保持不变，多通15及注气式蓄压器152内的气枕压力保持不变，在第二时刻停止向注气式蓄压器152内输送冷氦气；
在大型运载火箭飞行过程中，通过注气式蓄压器152内的冷氦气抑制，增加所有液甲烷输送管路中液甲烷的可压缩性，降低液甲烷的液体的分布弹性，从而降低液甲烷输送系统的固有频率，达到抑制液甲烷的振动频率；通过抑制液甲烷的振动频率，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在大型运载火箭一级飞行过程中，不再向注气式蓄压器152输送冷氦气。所本发明的注气式蓄压器152调频能力更强，占用空间更小，能更好适应大型运载火箭的低温环境。管路、阀门的种类、数量较少，减少了加工成本，所以结构简单，使得研制难度低，生产成本低，比较容易实现。
优选地，还包括冷氦充气管路20，以及依次设于冷氦充气管路20上的过滤器4、冷氦电磁阀5、依次设置的两个单向阀7以及孔板8，还包括控制冷氦充气管路20是否输送冷氦气的冷氦手动开关10；冷氦充气管路20连接于充气接口1528。在注气式蓄压器152的孔板8上游依次设置两个单向阀7，防止注气式蓄压器152漏气。
注气式蓄压器152进行射前增压，射前增压气体冷氦由充气接口1528、充气管路1526进入到本发明的注气式蓄压器152，注气式蓄压器152中的液甲烷液位下降，固体浮力盖板1524由于密度低，漂浮在液甲烷上方，因此固体浮力盖板1524与环形下挡板1531接触。
环形下挡板1531、环形上挡板1532起到固体浮力盖板1524的限位作用，环形上挡板1532防止固体浮力盖板的孔脱离充气管路1526的引导，为固体浮力盖板1524的上限位置，环形下挡板1531为固体浮力盖板的下限位置，通过不停地充气，固体浮力盖板1524始终维持在下限位置，多余的冷氦气体依次通过固体浮力盖板1524的第二贯穿孔、第一贯穿孔1523、注气式蓄压器152、一级甲烷输送主管路13、甲烷箱防漩防塌装置12、甲烷箱后底11进入到一级甲烷箱1气枕中。通过这种方式可以使得注气式蓄压器152初始气枕容积V保持一定，直至大型运载火箭点火前注气式蓄压器152气腔气枕压力值P恒定，通过不断给注气式蓄压器152充气，保证注气式蓄压器152气腔气枕容积恒定，多余的气体排出至一级甲烷箱1内。保证注气式蓄压器152射前充气至一定压力和容积，一级飞行过程中不再充气。一级飞行过程中不再充气，因此注气式蓄压器152中气腔气枕氦气质量恒定，PV值恒定。大型运载火箭点火后一级飞行过程中，注气式蓄压器152气腔气枕压力、一级多通液甲烷压力见图8所示。火箭点火后一级飞行过程中，注气式蓄压器152气腔气枕容积曲线图见图9所示。火箭点火后一级飞行过程中，注气式蓄压器152PV能量值见图10所示。即引入固体浮力盖板1524，能够有效的防止液甲烷在一级飞行过程中注气式蓄压器152液腔液甲烷的晃动。通过环形上挡板1532、环形下挡板1531以保证注气式蓄压器152在射前充气具有恒定压力和恒定气枕容积。
其中，在注气式蓄压器152中安装距离传感器1527，通过测量固体浮力盖板1524与距离传感器1527的距离，以计算注气式蓄压器152气腔的气枕容积，为大型运载火箭的POGO振动抑制分析提供原始数据。在注气式蓄压器152的压力传感器接口1529安装压力传感器16，通过压力传感器16测量注气式蓄压器152液腔中液甲烷的压力，为大型运载火箭POGO振动抑制分析提供原始数据。
结合本发明的实施例，还提供一种大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，通过大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统实现，大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统包括：多通15，设于多通15内部与多通15一体化设计的注气式蓄压器152；
多通15具有多一级甲烷输送分支管路17，每个一级甲烷输送分支管路17对应连接于一个一级发动机3，且多通15处于一级发动机3的竖向位置之上；
多通15通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱1，且多通15处于一级甲烷箱1的竖向位置之下；
注气式蓄压器包括注气式蓄压器外壳1522，注气式蓄压器外壳1522的下端连接于多通15的底面，注气式蓄压器外壳1522在多通15的内部自底面向上依次形成液腔和蓄压器气腔；
注气式蓄压器还包括充气管路1526，充气管路1526贯穿多通15的底面进入到注气式蓄压器外壳1522的内部；充气管路1526具有充气接口1528和出气口1530，充气接口1528处于多通15的底面之外，出气口1530处于注气式蓄压器外壳1522的上端面的临近处；
在注气式蓄压器外壳1522的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔1523；
大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，包括：
在大型运载火箭点火前的第一时刻，通过充气接口1528向充气管路1526内输送冷氦气，冷氦气自出气口1530进入到注气式蓄压器152内，冷氦气将注气式蓄压器152内的液甲烷向注气式蓄压器152的下端方向推动；直至液甲烷的液面低于顶部的第一贯穿孔1523，冷氦气通过第一贯穿孔1523进入到多通15、以及进入到多通15与一级甲烷箱1之间的液甲烷的主输送管，最终进入到一级甲烷箱1；
在大型运载火箭点火前的第二时刻到来之前，不断向注气式蓄压器152内充冷氦气，直至最终注气式蓄压器152的蓄压器气腔的容积保持不变，多通15及注气式蓄压器152内的气枕压力保持不变，在第二时刻停止向注气式蓄压器152内输送冷氦气；
在大型运载火箭飞行过程中，通过注气式蓄压器152内的冷氦气，增加所有液甲烷输送管路中液甲烷的可压缩性，降低液甲烷的液体的分布弹性，从而降低液甲烷输送系统的固有频率，达到抑制液甲烷的振动频率；通过抑制液甲烷的振动频率，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在大型运载火箭一级飞行过程中，不再向注气式蓄压器152输送冷氦气。
本发明实施例中POGO抑制系统，采用一次性充气方案即前充气至一定压力和容积，注气式蓄压器152射前一次性充气好，飞行过程中不进行充气(不增压)也不进行排放，系统简单成本较低。POGO振动抑制系统为机械式结构，飞行过程中没有电气控制系统工作。本发明省略了注气式蓄压器152的电气控制系统，不存在电气控制出现故障的风险，因为机械控制简单可靠，所以增加了POGO系统的可靠性，更是降低了控制系统和传感器的研制难度。
将注气式蓄压器152与多通15进行一体化设计，只需要一个简单的注气式蓄压器152就能实现液一级夜甲烷输送系统的POGO振动抑制功能，相比于现有技术中每台液氧甲烷发动机前均安装金属膜盒式蓄压器的方式，不仅简化了一级液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统，并且还减少了蓄压器的数量和POGO振动抑制系统的结构重量，从而增加了大型运载火箭的运载能力。
现有技术中的大型运载火箭在一级飞行过程中一级液甲烷输送系统的固有频率和箭体结构纵向一阶频率存在交错的情况，而本发明实施例通过在一级液甲烷输送系统中加入注气式蓄压器152，通过抑制液甲烷的频率达到降低一级液甲烷输送系统的一阶固有频率，保证了一级液甲烷输送系统在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的固有频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；从而调整了液甲烷输送系统的动特性，避免了火箭在一级飞行过程中发生POGO振动的风险。其中，箭体结构纵向一阶频率与一级液甲烷输送系统(有、无蓄压器)的一阶频率分布图如图11所示。
大型运载火箭点火前POGO振动抑制系统增压流程举例如下：
大型运载火箭点火前第一时刻t1s，比如大型运载火箭点火-600s，需对POGO振动抑制系统进行冷氦充气。地面冷氦气源经过滤器4、冷氦电磁阀5、尾端插拔连接器6、两个依次设置的单向阀7、孔板8、三通9、注气式蓄压器主充气管路19、充气接口1528对注气式蓄压器152进行发射前冷氦充气。大型运载火箭点火前第二时刻t2s，比如大型运载火箭点火-480s，POGO振动抑制系统充气结束，冷氦电磁阀5进行关闭。
冷氦电磁阀5的开启关闭曲线如图7所示。其中-t1s代表冷氦电磁阀5开启时刻，-t2s代表冷氦电磁阀5关闭时刻，0s代表火箭点火时刻，t3s代表一级飞行结束时刻。优选地，在大型运载火箭飞行过程中，通过充气管路1526引导水平设于注气式蓄压器外壳1522内的固体浮力盖板1524做上下运动，固体浮力盖板1524的密度小于液甲烷的密度使得固体浮力盖板1524一直漂浮在液甲烷的液面之上起到抑制注气式蓄压器152中的液甲烷晃动，防止注气式蓄压器152中的冷氦气通过第一贯穿孔进入到一级发动机3。
优选地，在大型运载火箭飞行过程中，在充气管路1526的引导固体浮力盖板1524做上下运动的过程中，通过处于出气口1530之下、设于注气式蓄压器外壳1522上的环形上挡板1532限制固体浮力盖板1524脱离充气管路1526的出气口1530侧。
在一级飞行过程中，一级甲烷箱1中液甲烷经甲烷箱后底11、甲烷箱防漩防塌装置12、一级甲烷输送主管路13、多通15、一级甲烷输送分支管路17、一级发动机甲烷泵入口18输送至一级发动机3，给一级发动机3输送液甲烷。
本发明实施例所取得的有益效果如下：
1、在大型运载火箭飞行过程中，通过向注气式蓄压器152充冷氦气，增加管路中液甲烷的可压缩性，降低了液体的分布弹性，从而降低液甲烷输送系统的固有频率，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在大型运载火箭一级飞行过程中，不再向注气式蓄压器152输送冷氦气。所本发明的注气式蓄压器152调频能力更强，占用空间更小，能更好适应大型运载火箭的低温环境。管路、阀门的种类、数量较少，减少了加工成本，所以结构简单，使得研制难度低，生产成本低，比较容易实现。
2、固体浮力盖板1524能够有效的防止液甲烷在一级飞行过程中，注气式蓄压器152的液腔中的液甲烷的晃动，防止冷氦气通过第一贯穿孔1523进入发动机。
3、环形上挡板1532起到固体浮力盖板1524的限位作用，环形上挡板1532防止固体浮力盖板1524脱离充气管路1526的引导，为上挡板上限位置。
4、环形下挡板1531为固体浮力盖板1524的下限位置，在大型运载火箭点火前射前的第一时刻到第二时刻期间，不停地向注气式蓄压器152内充冷氦气，固体浮力盖板1524始终维持在下限位置，多余的冷氦气体排放至一级甲烷箱气枕中。通过这种方式可以使得注气式蓄压器152内的初始气枕容积V保持恒定，而加注冷氦气后至大型运载火箭点火前注气式蓄压器152气腔气枕压力值P恒定，通过不断给注气式蓄压器152充气，保证注气式蓄压器152射前充气至一定压力和容积。
注气式蓄压器152只需要点火前充气至恒定压力与体积，在一级飞行过程中不进行充放气，相比与箭上充气的注气式蓄压器，本发明省略了箭上充气气瓶、管路及其相对应的控制系统，不仅简化了注气式蓄压器系统，还提高了可靠性。
5、充气管路1526为直管，充气管路1526竖向设置，第二贯穿孔竖向设置，充气管路1526贯穿通过竖向设置的第二贯穿孔，竖直设置的充气管路1526对固体浮力盖板1524的上下引导更顺畅。
6、注气式蓄压器外壳1522为下端开口的粗细一致的腔体，腔体粗细一致便于制造，也便于固体浮力盖板1524、环形上挡板1532和环形下挡板1531的设置。
应该明白，公开的过程中的步骤的特定顺序或层次是示例性方法的实例。基于设计偏好，应该理解，过程中的步骤的特定顺序或层次可以在不脱离本公开的保护范围的情况下得到重新安排。所附的方法权利要求以示例性的顺序给出了各种步骤的要素，并且不是要限于所述的特定顺序或层次。
在上述的详细描述中，各种特征一起组合在单个的实施方案中，以简化本公开。不应该将这种公开方法解释为反映了这样的意图，即，所要求保护的主题的实施方案需要比清楚地在每个权利要求中所陈述的特征更多的特征。相反，如所附的权利要求书所反映的那样，本发明处于比所公开的单个实施方案的全部特征少的状态。因此，所附的权利要求书特此清楚地被并入详细描述中，其中每项权利要求独自作为本发明单独的优选实施方案。
为使本领域内的任何技术人员能够实现或者使用本发明，上面对所公开实施例进行了描述。对于本领域技术人员来说；这些实施例的各种修改方式都是显而易见的，并且本文定义的一般原理也可以在不脱离本公开的精神和保护范围的基础上适用于其它实施例。因此，本公开并不限于本文给出的实施例，而是与本申请公开的原理和新颖性特征的最广范围相一致。
上文的描述包括一个或多个实施例的举例。当然，为了描述上述实施例而描述部件或方法的所有可能的结合是不可能的，但是本领域普通技术人员应该认识到，各个实施例可以做进一步的组合和排列。因此，本文中描述的实施例旨在涵盖落入所附权利要求书的保护范围内的所有这样的改变、修改和变型。此外，就说明书或权利要求书中使用的术语“包含”，该词的涵盖方式类似于术语“包括”，就如同“包括，”在权利要求中用作衔接词所解释的那样。此外，使用在权利要求书的说明书中的任何一个术语“或者”是要表示“非排它性的或者”。
以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (11)
1.一种注气式蓄压器，其特征在于，所述注气式蓄压器与多通（15）为一体化结构，且所述注气式蓄压器设于所述多通（15）内部；所述多通（15）连接于一级甲烷箱（1）和多个一级发动机（3）之间的液甲烷的输送管路上；
所述注气式蓄压器包括注气式蓄压器外壳（1522），所述注气式蓄压器外壳（1522）的下端连接于所述多通（15）的底面，所述注气式蓄压器外壳（1522）在所述多通（15）的内部自底面向上依次形成液腔和蓄压器气腔；
所述注气式蓄压器还包括充气管路（1526），所述充气管路（1526）贯穿所述多通（15）的底面进入到所述注气式蓄压器外壳（1522）的内部；所述充气管路（1526）具有充气接口（1528）和出气口（1530），所述充气接口（1528）处于所述多通（15）的底面之外，所述出气口（1530）处于所述注气式蓄压器外壳（1522）的上端面的临近处；
在所述注气式蓄压器外壳（1522）的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔（1523）；
所述注气式蓄压器还包括水平设于所述注气式蓄压器外壳（1522）内的固体浮力盖板（1524），所述固体浮力盖板（1524）具有第二贯穿孔，所述充气管路（1526）贯穿通过所述第二贯穿孔；其中，所述固体浮力盖板（1524）的密度小于液甲烷的密度。
2.根据权利要求1所述的注气式蓄压器，其特征在于，所述注气式蓄压器还包括环形上挡板（1532），所述环形上挡板（1532）设于所述出气口（1530）之下的所述注气式蓄压器外壳（1522）上，以及所述固体浮力盖板（1524）处于所述环形上挡板（1532）之下。
3.根据权利要求2所述的注气式蓄压器，其特征在于，所述注气式蓄压器还包括与所述环形上挡板（1532）相对设置的环形下挡板（1531），所述环形下挡板（1531）设于所述第一贯穿孔（1523）所在周面之上的所述注气式蓄压器外壳（1522）上，且所述固体浮力盖板（1524）处于所述环形上挡板（1532）与所述环形下挡板（1531）之间。
4.根据权利要求1所述的注气式蓄压器，其特征在于，所述充气管路（1526）为直管，所述充气管路（1526）竖向设置，所述第二贯穿孔竖向设置，所述充气管路（1526）贯穿通过竖向设置的所述第二贯穿孔。
5.根据权利要求1所述的注气式蓄压器，其特征在于，所述注气式蓄压器外壳（1522）为下端开口的粗细一致的腔体。
6.一种大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统，其特征在于，包括多通（15），设于多通（15）内部且连接于所述多通（15）的如权利要求1-5任一所述的注气式蓄压器（152）；
所述多通（15）具有多个一级甲烷输送分支管路（17），每个所述一级甲烷输送分支管路（17）对应连接于一个一级发动机（3），且所述多通（15）处于所述一级发动机（3）的竖向位置之上；
所述多通（15）通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱（1），且所述多通（15）处于所述一级甲烷箱（1）的竖向位置之下。
7.根据权利要求6所述的大型运载的火箭液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统，其特征在于，还包括冷氦充气管路（20），以及依次设于冷氦充气管路（20）上的过滤器（4）、冷氦电磁阀（5）、依次设置的两个单向阀（7）以及孔板（8）；所述冷氦充气管路（20）连接于所述充气接口（1528）。
8.一种大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，其特征在于，所述方法通过大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统实现，所述大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制系统包括：多通（15），设于多通（15）内部与所述多通（15）一体化设计的注气式蓄压器（152）；
所述多通（15）具有多个一级甲烷输送分支管路（17），每个所述一级甲烷输送分支管路（17）对应连接于一个一级发动机（3），且所述多通（15）处于所述一级发动机（3）的竖向位置之上；
所述多通（15）通过液甲烷的主输送管连接于一级甲烷箱（1），且所述多通（15）处于所述一级甲烷箱（1）的竖向位置之下；
所述注气式蓄压器包括注气式蓄压器外壳（1522），所述注气式蓄压器外壳（1522）的下端连接于所述多通（15）的底面，所述注气式蓄压器外壳（1522）在所述多通（15）的内部自底面向上依次形成液腔和蓄压器气腔；
所述注气式蓄压器还包括充气管路（1526），所述充气管路（1526）贯穿所述多通（15）的底面进入到所述注气式蓄压器外壳（1522）的内部；所述充气管路（1526）具有充气接口（1528）和出气口（1530），所述充气接口（1528）处于所述多通（15）的底面之外，所述出气口（1530）处于所述注气式蓄压器外壳（1522）的上端面的临近处；
在所述注气式蓄压器外壳（1522）的下端的近处的一段周面上设有多个第一贯穿孔（1523）；
所述大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，包括：
在大型运载火箭点火前的第一时刻，通过所述充气接口（1528）向所述充气管路（1526）内输送冷氦气，冷氦气自所述出气口（1530）进入到所述注气式蓄压器（152）的蓄压器气腔内，冷氦气将所述注气式蓄压器（152）内的液甲烷向所述注气式蓄压器（152）的下端方向推动；直至液甲烷的液面低于顶部的所述第一贯穿孔（1523），冷氦气通过所述第一贯穿孔（1523）进入到所述多通（15）、以及进入到所述多通（15）与所述一级甲烷箱（1）之间的液甲烷的主输送管，最终进入到所述一级甲烷箱（1）；
在所述大型运载火箭点火前的第二时刻到来之前，不断向所述注气式蓄压器（152）内充气冷氦气，直至最终所述注气式蓄压器（152）的蓄压器气腔的容积保持不变，多通（15）及所述注气式蓄压器（152）内的气枕压力保持不变，在第二时刻停止向所述注气式蓄压器（152）内输送冷氦气；
在所述大型运载火箭飞行过程中，通过所述注气式蓄压器（152）内的冷氦气，使得在一级飞行过程中，一级液甲烷输送系统的频率和箭体结构纵向一阶频率保持不相交；且在所述大型运载火箭一级飞行过程中，不再向所述注气式蓄压器（152）输送冷氦气。
9.根据权利要求8所述的大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，其特征在于，还包括：
在大型运载火箭飞行过程中，通过所述充气管路（1526）引导水平设于所述注气式蓄压器外壳（1522）内的固体浮力盖板（1524）做上下运动，所述固体浮力盖板（1524）的密度小于液甲烷的密度使得所述固体浮力盖板（1524）一直漂浮在液甲烷的液面之上。
10.根据权利要求9所述的大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，其特征在于，还包括：
在大型运载火箭飞行过程中，在所述充气管路（1526）的引导所述固体浮力盖板（1524）做上下运动的过程中，通过处于所述出气口（1530）之下、设于所述注气式蓄压器外壳（1522）上的环形上挡板（1532）限制所述固体浮力盖板（1524）脱离所述充气管路（1526）的所述出气口（1530）侧。
11.根据权利要求10所述的大型运载火箭的液甲烷输送系统的POGO振动抑制方法，其特征在于，还包括：
在大型运载火箭飞行过程中，在所述充气管路（1526）的引导所述固体浮力盖板（1524）做上下运动的过程中，以及通过环形下挡板（1531）限制所述固体浮力盖板（1524）在向下运动的过程中，将所述多通（15）内的液甲烷完全排出到所述多通（15）之外；其中，所述环形下挡板（1531）设于所述第一贯穿孔（1523）所在周面之上的所述注气式蓄压器外壳（1522）上，且所述固体浮力盖板（1524）处于所述环形上挡板（1532）与所述环形下挡板（1531）之间。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310908919.XA CN117006111B (zh) | 2023-07-24 | 2023-07-24 | 一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202310908919.XA CN117006111B (zh) | 2023-07-24 | 2023-07-24 | 一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117006111A CN117006111A (zh) | 2023-11-07 |
| CN117006111B true CN117006111B (zh) | 2024-06-11 |
Family
ID=88573804
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202310908919.XA Active CN117006111B (zh) | 2023-07-24 | 2023-07-24 | 一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117006111B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117823296A (zh) * | 2023-12-26 | 2024-04-05 | 北京天兵科技有限公司 | 一种可回收液体运载火箭增压输送系统 |
| CN117869117B (zh) * | 2023-12-26 | 2024-07-30 | 北京天兵科技有限公司 | 一种蓄压器及运载火箭的推进剂输送系统 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103674458A (zh) * | 2013-11-18 | 2014-03-26 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭用低温蓄压器液氮温区振动试验装置 |
| CN109595468A (zh) * | 2018-12-24 | 2019-04-09 | 西安交通大学 | 一种低温运载火箭冷氦气增压降温输送系统 |
| CN114704507A (zh) * | 2022-03-14 | 2022-07-05 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 运载火箭半调节式蓄压器及pogo振动抑制方法 |
| CN116025483A (zh) * | 2022-12-30 | 2023-04-28 | 北京天兵科技有限公司 | 运载火箭增压系统及运载火箭 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10677574B2 (en) * | 2016-05-03 | 2020-06-09 | Dimosthenis Panousakis | Self contained internal chamber for a projectile |
-
2023
- 2023-07-24 CN CN202310908919.XA patent/CN117006111B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103674458A (zh) * | 2013-11-18 | 2014-03-26 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种运载火箭用低温蓄压器液氮温区振动试验装置 |
| CN109595468A (zh) * | 2018-12-24 | 2019-04-09 | 西安交通大学 | 一种低温运载火箭冷氦气增压降温输送系统 |
| CN114704507A (zh) * | 2022-03-14 | 2022-07-05 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 运载火箭半调节式蓄压器及pogo振动抑制方法 |
| CN116025483A (zh) * | 2022-12-30 | 2023-04-28 | 北京天兵科技有限公司 | 运载火箭增压系统及运载火箭 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN117006111A (zh) | 2023-11-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN117006111B (zh) | 一种注气式蓄压器、pogo振动抑制系统及pogo振动抑制方法 | |
| CN215169933U (zh) | 低压进液管汇和压裂设备 | |
| CN201350974Y (zh) | 油箱增压供油装置 | |
| CN219242065U (zh) | 一种运载火箭的输送、加注集成系统 | |
| 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 | |
| CN112483278B (zh) | 一种具备pogo振动抑制功能的八通分流结构 | |
| CN117536733B (zh) | 一种大型液体运载火箭pogo抑制系统及输送系统 | |
| CN106567992A (zh) | 一种氢氧火箭液氢贮箱置换方法 | |
| CN109850102A (zh) | 多级气瓶结构及充气上浮装置 | |
| US7784448B2 (en) | Fuel flow anti-interruption | |
| CN109339981A (zh) | 一种运载火箭煤油箱冷氦的增压系统 | |
| CN117869119B (zh) | 一种低温推进剂增压输送系统及其压力控制方法 | |
| CN117823296A (zh) | 一种可回收液体运载火箭增压输送系统 | |
| CN114893325B (zh) | 一种利用氧化剂预压涡轮燃气的注气式蓄压器 | |
| CN112066260A (zh) | 压力罐 | |
| CN109319158B (zh) | 燃油箱 | |
| US4039000A (en) | Accumulator | |
| CN214306460U (zh) | 35MPa加氢站多级加注系统组成结构 | |
| CN101684765A (zh) | 单体泵燃油系统的低压油路稳压及分配装置 | |
| CN115092362A (zh) | 一种用于深海libs检测领域的充放气装置 | |
| CN114291297A (zh) | 月面发射飞行器推进系统 | |
| CN117569948A (zh) | 增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法 | |
| CN117869120B (zh) | 一子级火箭及其增压输送系统和控制方法 | |
| CN221943967U (zh) | 液氧输送系统、增压输送系统及液体火箭 | |
| CN106322105B (zh) | 一种气体循环式加气站 |
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 |