CN117211989A - 一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统 - Google Patents

Abstract

一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统，包括推进剂贮箱、电控安溢排气阀、排气管、限流元件、喷管、控制气瓶、综控器、箱压传感器、隔离装置；推进剂贮箱内的推进剂消耗掉一部分后，推进剂贮箱内上部是增压气体，下部剩余推进剂采用隔离装置与上部气体进行隔离；推进剂贮箱内上方的增压气体通过电控安溢排气阀再经过排气管分为两路，通过两个对称布置的喷管使增压气体向下喷出，产生反推沉底力；电控安溢排气阀的开启与关闭共有两种方式，一是综控器控制电控安溢排气阀；二是控制气瓶提供控制气强制打开；排气流量通过两侧排气管出口处的限流元件进行控制；箱压传感器用于监测推进剂贮箱内的压力，并反馈给综控器。

Description

一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统

技术领域

本发明涉及一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统，属于增压输送技术领域。

背景技术

在火箭或空间飞行器主发动机关机后，火箭或空间飞行器由于失去重力和过载的作用，若对贮箱内推进剂不加以控制，则会发生严重的气液掺混，无法实现发动机的二次点火。因此需要依靠独立的一套推力装置用于产生沿箭体向下的沉底力实现贮箱内推进剂的沉底控制。国内常规火箭在二次点火前一般使用火工品提供沉底力，属于一次性推力装置，虽然技术成熟，但无法实现长时间持续沉底和重复使用的功能。而可重复使用是运载火箭更新换代的核心特征，是技术发展的必然趋势，传统的沉底推力装置目前难以适应可重复使用的技术需求，因此，急需一种适用于可重复使用，可多次工作的沉底推力装置。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了沉底推力装置的可重复使用、可多次工作问题。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统，包括推进剂贮箱、电控安溢排气阀、排气管、限流元件、喷管、控制气瓶、综控器、箱压传感器、隔离装置；

推进剂贮箱内的推进剂消耗掉一部分后，推进剂贮箱内上部是增压气体，下部剩余推进剂采用隔离装置与上部气体进行隔离；

推进剂贮箱内上方的增压气体通过电控安溢排气阀再经过排气管分为两路，通过两个对称布置的喷管使增压气体向下喷出，产生反推沉底力；

电控安溢排气阀的开启与关闭共有两种方式，一是综控器控制电控安溢排气阀；二是控制气瓶提供控制气强制打开；

排气流量通过两侧排气管出口处的限流元件进行控制；

箱压传感器用于监测推进剂贮箱内的压力，并反馈给综控器。

本发明一实施例中，该推进剂沉底系统还包括控制气电磁阀，控制气瓶提供控制气经控制气电磁阀强制打开电控安溢排气阀；

综控器还用于控制控制气电磁阀。

本发明一实施例中，控制气瓶强制打开电控安溢排气阀时，电控安溢排气阀开启至最大开度。

本发明一实施例中，排气管将增压气体分为两路后，引导至火箭两侧箭壁，通过喷管喷出。

本发明一实施例中，限流元件采用限流孔板。

本发明一实施例中，根据不同的推力需求，确定不同通径的限流孔板。

本发明一实施例中，综控器通过控制电控安溢排气阀的开启与关闭，维持推进剂贮箱内的压力在设定范围内。

本发明一实施例中，隔离装置根据外部控制指令执行关闭动作。

本发明一实施例中，综控器能够控制电控安溢排气阀多次开启与关闭。

本发明一实施例中，根据不同飞行剖面的沉底需求，设定不同的排气时序，综控器控制电控安溢排气阀开启与关闭。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

(1)本发明通过与贮箱保险排气系统集成设计，并在箭壁外安装导流喷管，利用飞行结束后贮箱中的增压气体，通过控制排气阀门的启闭，导流喷管前设置限流孔板，使贮箱中的气体沿箭体向下喷出，产生额定的反推沉底力，实现贮箱内的推进剂持续沉底。

(2)本发明利用火箭飞行结束后的剩余气枕作为工质产生推力，同时减轻了火箭返回过程中的自重，将传统火箭中的死重转变为了做功工质。

(3)本发明通过隔离装置，实现剩余推进剂与剩余气枕的隔离，避免了剩余推进剂与气体发生掺混，避免由于气液掺混导致箱内压力下降，降低箱内气体的总做功能力。

(4)本发明通过控制气电磁阀控制电控安溢排气阀的启闭，可以在飞行过程中通过程序控制电控安溢排气阀多次启闭，适应不同的飞行任务剖面。

附图说明

图1为基于贮箱排气的推进剂沉底系统原理图。

附图标记：1-推进剂贮箱，2-电控安溢排气阀，3-排气管，4-限流元件，5-喷管，6-控制气瓶，7-控制气电磁阀，8-综控器，9-箱压传感器，10-隔离装置。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

基于贮箱排气的推进剂沉底系统原理图见图1。火箭推进剂贮箱1在飞行结束后，推进剂贮箱1内的推进剂消耗至低液位处，推进剂贮箱1上部是增压气体，下部的剩余推进剂采用隔离装置10与上方气体进行隔离。推进剂贮箱1上方的增压气体可通过电控安溢排气阀2再经过排气管3分为两路，引至两侧箭壁，通过两个对称布置的整流罩式的喷管6使增压气体向下喷出，产生反推沉底力。其中，电控安溢排气阀2的开启与关闭可以通过箭上的控制气瓶6提供控制气强制打开，使电控安溢排气阀2开启至最大开度。排气流量可以通过两侧排气管3出口的限流元件4(例如限流孔板)进行控制，从而产生额定的推力，根据不同的推力需求，可以设计不同通径的限流孔板。根据不同飞行剖面的沉底需求，可以设定不同的排气时序。

一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统，如图1所示，包括推进剂贮箱1、电控安溢排气阀2、排气管3、限流元件4、喷管5、控制气瓶6、控制气电磁阀7、综控器8、箱压传感器9、隔离装置10。

1)飞行准备阶段，推进剂加注与停放过程中，箱压传感器9实时采集贮箱1压力，通过综控器8根据贮箱压力控制电控安溢排气阀2的启闭实现贮箱1排气，维持贮箱1压力在设定范围内，飞行前贮箱地面增压阶段，关闭电控安溢排气阀2实现贮箱密封；

2)飞行上升阶段，综控器8根据贮箱压力控制电控安溢排气阀2的启闭，箱压触发控制压力带上限时，开启电控安溢排气阀2经对称布置的排气管3、限流元件4和喷管5向两侧对称排气，实现飞行过程中对贮箱1的压力控制；

3)飞行返回阶段，一级发动机关机后，按照系统指令，关闭隔离装置10，由综控器8向控制气电磁阀7发出开启信号，控制气瓶6内的控制气通入电控安溢排气阀2的强制腔，使电控安溢排气阀2开启至最大开度，贮箱1内的增压气体通过电控安溢排气阀2和排气管3、限流元件4，从喷管5向下喷射产生沉底推力。沉底过程结束后，或贮箱1压力降至设定压力，关闭控制气电磁阀7，使电控安溢排气阀2关闭；

4)回收处理阶段，完成一次飞行返回后，通过电控安溢排气阀2排放贮箱1压力至设定值，对整个系统进行检测维护，准备下一次飞行。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

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)

1.一种基于贮箱排气的推进剂沉底系统，其特征在于，包括推进剂贮箱(1)、电控安溢排气阀(2)、排气管(3)、限流元件(4)、喷管(5)、控制气瓶(6)、综控器(8)、箱压传感器(9)、隔离装置(10)；

推进剂贮箱(1)内的推进剂消耗掉一部分后，推进剂贮箱(1)内上部是增压气体，下部剩余推进剂采用隔离装置(10)与上部气体进行隔离；

推进剂贮箱(1)内上方的增压气体通过电控安溢排气阀(2)再经过排气管(3)分为两路，通过两个对称布置的喷管(5)使增压气体向下喷出，产生反推沉底力；

电控安溢排气阀(2)的开启与关闭共有两种方式，一是综控器(8)控制电控安溢排气阀(2)；二是控制气瓶(6)提供控制气强制打开；

排气流量通过两侧排气管(3)出口处的限流元件(4)进行控制；

箱压传感器(9)用于监测推进剂贮箱(1)内的压力，并反馈给综控器(8)。

2.根据权利要求1所述的推进剂沉底系统，其特征在于，该推进剂沉底系统还包括控制气电磁阀(7)，控制气瓶(6)提供控制气经控制气电磁阀(7)强制打开电控安溢排气阀(2)；

综控器(8)还用于控制控制气电磁阀(7)。

3.根据权利要求2所述的推进剂沉底系统，其特征在于，控制气瓶(6)强制打开电控安溢排气阀(2)时，电控安溢排气阀(2)开启至最大开度。

4.根据权利要求1所述的推进剂沉底系统，其特征在于，排气管(3)将增压气体分为两路后，引导至火箭两侧箭壁，通过喷管(5)喷出。

5.根据权利要求1所述的推进剂沉底系统，其特征在于，限流元件(4)采用限流孔板。

6.根据权利要求5所述的推进剂沉底系统，其特征在于，根据不同的推力需求，确定不同通径的限流孔板。

7.根据权利要求1所述的推进剂沉底系统，其特征在于，综控器(8)通过控制电控安溢排气阀(2)的开启与关闭，维持推进剂贮箱(1)内的压力在设定范围内。

8.根据权利要求1所述的推进剂沉底系统，其特征在于，隔离装置(10)根据外部控制指令执行关闭动作。

9.根据权利要求1至8中任一项所述的推进剂沉底系统，其特征在于，综控器(8)能够控制电控安溢排气阀(2)多次开启与关闭。

10.根据权利要求9所述的推进剂沉底系统，其特征在于，根据不同飞行剖面的沉底需求，设定不同的排气时序，综控器(8)控制电控安溢排气阀(2)开启与关闭。