CN117536733A - 一种大型液体运载火箭pogo抑制系统及输送系统 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供一种大型液体运载火箭POGO抑制系统及输送系统，所述抑制系统包括：液氧多通18和可调节PV值的蓄压器182，蓄压器182的上部设于液氧多通18内，液氧多通18和蓄压器182为一体化设计结构；液氧多通18连接于上游的一级氧箱1，液氧多通18连接于下游的一级发动机3；一级氧箱1处于一级发动机3的竖向位置之上。通过向蓄压器不断充氦气实现蓄压器的PV值的调节，保证了在一级飞行过程中，一级液氧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，避免了发生POGO振动的风险。
Description
技术领域
本发明涉及大型液体运载火箭领域，具体涉及一种大型液体运载火箭POGO抑制系统及输送系统。
背景技术
大型液体运载火箭在飞行的过程中，通常发生不稳定的自激纵向耦合振动(POGO振动)，液体火箭的POGO振动是由于火箭的结构系统和推进系统相互作用产生的不稳定的闭环自激振动，它使火箭的力学环境恶化，可能造成火箭上敏感元件及仪器设备受损或结构超限。对于载人航天，还会使航天员遭受到超出人体承受能力的振动。因此，一般大型液体运载火箭都采取抑制自激纵向耦合振动的措施。
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，与中型运载火箭相比，大型液体运载火箭全箭结构频率更低，POGO振动与更接近大型液体运载火箭全箭结构频率，所以对抑制自激纵向耦合振动的能力要求会更高，现有技术中还没有针对体积巨大、结构复杂的大型运载火箭进行POGO振动抑制的装置。
发明内容
本发明实施例提供一种大型液体运载火箭POGO抑制系统及输送系统，能够解决现有技术中还没有针对体积巨大、结构复杂的大型运载火箭进行POGO振动抑制的装置的技术问题。
为达上述目的，一方面，本发明实施例提供一种大型液体运载火箭POGO抑制系统，包括：液氧多通和可调节PV值的蓄压器，蓄压器的上部设于液氧多通内，液氧多通和蓄压器为一体化设计结构；其中，液氧多通连接于上游的一级氧箱，以及液氧多通连接于下游的一级发动机；一级氧箱处于一级发动机的竖向位置之上。
另一方面，本发明实施例提供一种大型液体运载火箭输送系统，包括前述的大型液体运载火箭POGO抑制系统、以及一级煤油箱；其中，一级冷氦气瓶设有一级氧箱内；
一级煤油箱设于一级氧箱与液氧多通的竖向位置之间，一级煤油箱连接于一级发动机。
第三方面，本发明实施例提供一种蓄压器装置，包括：液氧多通和可调节PV值的蓄压器，蓄压器的上部设于液氧多通内，液氧多通和蓄压器为一体化设计结构；且蓄压器的上部连接于液氧多通的底壁，液氧多通设有液氧输送的法兰，法兰均设于蓄压器之上的液氧多通的外壁上；
蓄压器内包括壳体和在壳体内竖向设置的膜片，膜片为波浪形的圆环。
上述技术方案具有如下有益效果：在现有大型液体运载火箭输送系统内所使用的液氧多通内增加蓄压器，在大型液体运载火箭一级飞行过程中，液氧自一级氧箱输出，经过液氧多通输送到一级发动机内；同时自一级冷氦气瓶向蓄压器内充氦气，通过向蓄压器不断充气实现蓄压器的PV值的调节，蓄压器内的气枕压力与液氧十通内液氧压力保持一致。所充入的氦气能够降低一级液氧输送系统的一阶固有频率，达到调整一级液氧输送系统的动特性的目的，保证了一级液氧输送系统在一级飞行过程中，一级液氧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，避免了火箭在一级飞行过程中发生POGO振动的风险。
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是本发明实施例的第一种大型液体运载火箭POGO抑制系统的结构示意图；
图2是本发明实施例的蓄压器182与液氧多通181通过焊接制造成液氧多通18的三维结构示意；
图3是本发明实施例的液氧多通18中多通三维结构示意图；
图4是本发明实施例的蓄压器182的三维结构示意图；
图5是本发明实施例的第二种大型液体运载火箭POGO抑制系统的结构示意图；
图6是本发明实施例的第一种大型液体运载火箭输送系统；
图7是本发明实施例的第二种大型液体运载火箭输送系统；
图8是本发明实施例的输送管路局部三维结构图；
图9是本发明实施例的液氧多通18的二维结构示意图；
图10是本发明实施例的设于蓄压器充气管路24上的各冷氦电磁阀的开启关闭曲线示意图；
图11是本发明实施例的蓄压器182处气枕压力及其它压力分布图；
图12是本发明实施例的蓄压器182内的气枕容积曲线；
图13是本发明实施例的蓄压器182的PV值曲线图；
图14是采用本发明实施例的蓄压器182前后的箭体结构纵向一阶频率与一级液氧输送系统的一阶频率分布图；
图15是采用本发明实施例的氧箱防漩防塌装置15的三维结构示意图；
图16是采用本发明实施例的氧箱防漩防塌装置15的1/4剖的三维结构示意图。
附图标记表示为：
1、一级氧箱；2、一级煤油箱；3、一级发动机；4、一级冷氦气瓶；5、三通；6、过滤器；9、冷氦加温器；10、煤油箱消能器；11、煤油箱保险阀；12、煤油箱压力传感器；13、煤油箱增压控制器；14、氧箱后底；15、氧箱防漩防塌装置；16、氧输送主管路；17、煤油箱隧道管；18、液氧多通；19、液氧输送分支管路；20、一级发动机氧泵入口；23、第五孔板；24、蓄压器充气管路；26、蓄压器压力传感器；25、蓄压器保险阀；30、冷氦输送管路；40、第一压力控制支路；50、第二压力控制支路；31、第一冷氦电磁阀；32、第二冷氦电磁阀；33、第三冷氦电磁阀；34、第四冷氦电磁阀；41、第一减压器；42、第二减压器；70、第一增压支路；71、第五冷氦电磁阀；72、第六冷氦电磁阀；73、第七冷氦电磁阀；74、第八冷氦电磁阀；80、第二增压支路；81、第一孔板；82、第二孔板；83、第三孔板；84、第四孔板；90、第三增压支路；100、第四增压支路；151、上开口；152、管壁；153、导流锥；1531、第一导流孔；1532、第二导流孔；154、筋板；155、下开口；156、上法兰盘；157、下法兰盘；182、蓄压器；1811、主管路对接法兰；1812、分管路对接法兰；1813、蓄压器限位装置；1821、膜片；1822、壳体；1823、蓄压器导向装置；1824、蓄压器充气接口；1826、压力传感器接口；1825、蓄压器保险阀接口；1827、导向臂；1828、活动臂；1829、顶板。
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、图4和图9所示，结合本发明的实施例，提供一种大型液体运载火箭POGO抑制系统，包括：液氧多通18和可调节PV值的蓄压器182，部分蓄压器182设于液氧多通18内，液氧多通18和蓄压器182为一体化设计结构；其中，液氧多通18连接于上游的一级氧箱1，以及液氧多通18连接于下游的一级发动机3；一级氧箱1处于一级发动机3的竖向位置之上。PV值是指液氧多通18内的气枕压力P与气枕体积V之积，PV值可调节表示液氧多通18内的气枕压力P与气枕体积V之积可变大变小。
在现有大型液体运载火箭输送系统内所使用的液氧多通18内增加蓄压器182，在大型液体运载火箭一级飞行过程中，液氧自一级氧箱1输出，经过液氧多通18输送到一级发动机3内；同时自连接于蓄压器182的一级冷氦气瓶4向蓄压器182内充氦气，通过向蓄压器182不断充氦气实现蓄压器182的PV值的调节，蓄压器182内的气枕压力与液氧多通18内液氧压力保持一致。
所充入的氦气能够降低一级液氧输送系统的一阶固有频率，达到调整一级液氧输送系统的动特性的目的，保证了一级液氧输送系统在一级飞行过程中，一级液氧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，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氧输送系统(有、无蓄压器182)的一阶频率分布图如图14所示。其中，一级液氧输送系统包括一级煤油箱2和一级氧箱1，一级煤油箱2设于一级氧箱1与液氧多通18的竖向位置之间，一级煤油箱2连接于一级发动机3。
本实施例将液氧多通18和蓄压器182一体化设计，简化了液氧输送系统的POGO抑制系统，相比于在每台一级发动机具有的一级发动机氧泵前都装载蓄压器方案，减少了蓄压器的数量、降低了多数量蓄压器的结构重量，也降低了多数量蓄压器的布局难度。
优选地，蓄压器182包括壳体1822、在壳体1822内竖向设置的膜片1821以及封于膜片1821顶端的顶板1829，与液氧多通18的内底面形成封闭腔体，膜片1821为波浪形的圆环，圆环的下端面连接于液氧多通18的内底面，所述顶板1829封于所述圆环的顶端。其中，壳体1822也为液氧多通18的外壳。大型液体运载火箭POGO抑制系统，还包括一级冷氦气瓶4，一级冷氦气瓶4的管路接于蓄压器182的蓄压器充气接口1824，蓄压器充气接口1824设于蓄压器182的底部。自一级冷氦气瓶4向蓄压器182内充入的氦气，充入封闭腔体，氦气能够降低一级液氧输送系统的一阶固有频率。同时也充入膜片1821的波浪形的间隙内，氦气量增大时，氦气的压力能够将圆环的波浪形向平面形状拉伸，蓄压器182内的气枕压力P发生变化，气枕体积V也发生，从而PV值发生变化，实现对PV值的调整。
优先地，膜片1821为金属膜片，金属膜片承压高，同时寿命长。
优选地，如图3所示，还包括设于液氧多通18内、蓄压器182顶部之上、对蓄压器182进行限位的蓄压器限位装置1813，蓄压器182顶部连接于膜片1821的顶端，使得膜片1821、蓄压器182顶部、蓄压器底部形成容纳气体的气腔，蓄压器限位装置1813为水平设置的杆件或者板条，杆件或者板条连接在液氧多通18的内壁上；当蓄压器的膜片1821在氦气的作用下向蓄压器182顶部扩展时，在扩展到水平设置的杆件或者板条时，杆件或者板条阻挡膜片1821的移动，使得膜片1821不能再向上扩展，通过蓄压器限位装置1813对蓄压器182在竖直方向的最大位移进行限定，防止膜片1821在充气时持续膨胀而被损坏，保证蓄压器182能够正常工作。
优选地，如图4所示，还包括设于蓄压器182内部、对膜片1821进行导向的蓄压器导向装置1823。蓄压器导向装置1823具有中空的导向臂1827，导向臂1827的底端连接于液氧多通18的内底面，蓄压器导向装置1823还具有活动臂1828，活动臂1828的固定端连接于顶板1829上，活动臂1828的自由端滑动于导向臂1827的中空空间内。在向蓄压器182内充入氦气时，膜片1821具有竖向的运动轨迹，活动臂1828的自由端根据膜片1821与顶板1829的运动，但是活动臂1828的自由端设于固定的活动臂1828内，所以能够通过蓄压器导向装置1823的导向臂1827对膜片1821的运动轨迹进行引导，保证了膜片1821的竖向具有稳定的运动轨迹，防止在蓄压器182充气的过程中，膜片1821工作的过程中发生扭转，保证蓄压器182能够正常工作。
优选地，如图5所示，一级冷氦气瓶4通过蓄压器充气管路24连接于蓄压器182；在蓄压器充气管路24上，自一级冷氦气瓶4侧开始，依次包括：并联设置的第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34，并联设置的第一压力控制支路40和第二压力控制支路50，以及第五孔板23；第一压力控制支路40包括第一冷氦电磁阀31和第一减压器41；第二压力控制支路50包括第二冷氦电磁阀32和第二减压器42。
火箭点火后一级飞行过程中，一级冷氦气瓶4中的氦气通过蓄压器充气管路24不断向蓄压器182内充冷氦；将冷氦电磁阀采用先并联后串联的布局方式，能够保证四路电磁阀对冷氦流量流速的精准控制，目的在于保证蓄压器182内的气枕压力与液氧多通18内液氧压力保持一致。通过不断向蓄压器182内充氦气，蓄压器182处的气枕压力、液氧多通18内的液氧压力、蓄压器保险阀25的开启压力及、蓄压器保险阀15的关闭压力分布图如图11所示，蓄压器182中气枕容积曲线图如图12所示，蓄压器182的PV值曲线图如图13所示。
优选地，在大型液体运载火箭的一级飞行过程中，对第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33和第四冷氦电磁阀34的控制为开式控制。通过控制单元控制第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34的开启，第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34的开启关闭属于开式控制，以实现蓄压器182的PV值的调节。第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33和第四冷氦电磁阀34的开启关闭曲线如图10所示，其中，Y轴的0代表关闭冷氦电磁阀，1代表打开冷氦电磁阀。
开式控制即第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34的根据开启需求进行开启，根据关闭需要求进行关闭，开启时长只取决于时间，不受其他变量控制，控制模式简单可靠。对控制系统及传感器品质要求较低。对控制系统及蓄压器压力传感器26的品质要求较低，所以本发明实施例中的POGO抑制系统可靠性较高。
优选地，如图5所示，还包括设于蓄压器182上、用于获取蓄压器182内的气枕压力的蓄压器压力传感器26，蓄压器压力传感器26通过压力传感器接口1826连接在蓄压器182的底部，蓄压器压力传感器26电联于接收蓄压器182内的气枕压力的控制单元。获取的蓄压器182内的气枕压力用于对蓄压器182内的气体进行监测，以保证蓄压器182处于正常工作能力范围内。
本大型液体运载火箭POGO抑制系统，还包括设于蓄压器182上、对蓄压器182进行过压保护的蓄压器保险阀25，蓄压器保险阀25通过蓄压器保险阀接口1825连接在蓄压器182的底部；当蓄压器182内的气枕压力高于蓄压器保险阀25的报警压力时，控制单元控制蓄压器保险阀25打开，当蓄压器182内的气枕压力低于蓄压器保险阀25的报警压力时，控制单元控制蓄压器保险阀25关闭。蓄压器保险阀25的作用是防止高压力将蓄压器182憋压。
综上，常规情况下，在一级飞行过程中，一级液氧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，本发明的实施例通过在一级液氧输送系统中加入蓄压器182，通过向蓄压器182内充氦气，使得蓄压器182的PV值不断增加，从而降低一级氧输送系统的一阶固有频率。保证了一级飞行过程中，一级液氧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。
如图6所示，结合本发明的实施例，提供一种大型液体运载火箭输送系统，包括上述任意一种大型液体运载火箭POGO抑制系统、以及一级煤油箱2；其中，一级冷氦气瓶4设有一级氧箱1内；大型液体运载火箭输送系统还包括一级煤油箱2；一级煤油箱2设于一级氧箱1与液氧多通18的竖向位置之间，一级煤油箱2管路连接于一级发动机3，且通过控制单元遥控一级煤油箱2是否向一级发送机3输送煤油。一级氧箱1中的液氧被输送至一级发动机3，给一级发动机3输送氧化剂即液氧。
优选地，如图7所示，一级冷氦气瓶4连接于冷氦输送管路30，冷氦输送管路30的末端进入到一级煤油箱2，且冷氦输送管路30的末端连接有煤油箱消能器10；冷氦输送管路30与蓄压器充气管路24通过三通5连接于一级冷氦气瓶4。在冷氦输送管路30上，自一级冷氦气瓶4侧开始，依次包括：过滤器6，并联设置的第一增压支路70、第二增压支路80、第三增压支路90和第四增压支路100；其中：
第一增压支路70包括第五冷氦电磁阀71和第一孔板81；第二增压支路80包括第六冷氦电磁阀72和第二孔板82；第三增压支路90包括第七冷氦电磁阀73和第三孔板83；第四增压支路100包括第八冷氦电磁阀74和第四孔板84。
一级冷氦气瓶4中冷氦气不仅可以向蓄压器182内充气以实现蓄压器182的PV值的调节，而且一级冷氦气瓶4中的冷氦气可以通过煤油箱消能器10加入到一级煤油箱2。将蓄压器182所用的冷氦气瓶和为一级煤油箱2所用的冷氦气瓶实现统一规格，采用一级冷氦气瓶4，减少了冷氦气瓶的规格和种类。
蓄压器182充氦气的第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34，与用于为一级煤油箱2加温的氦气输送所用的第五冷氦电磁阀71、第六冷氦电磁阀72、第七冷氦电磁阀73和第八冷氦电磁阀74为同样类型，所以并未增加冷氦电磁阀的种类。
优选地，如图7所示，在冷氦输送管路30上，自一级冷氦气瓶4侧开始，还包括冷氦加温器9，且冷氦加温器9设于并联设置的第一增压支路70、第二增压支路80、第三增压支路90和第四增压支路100之后、煤油箱消能器10之前的冷氦输送管路30上，通过冷氦加温器9为冷氦加温加压，加温加压之后通过煤油箱消能器10进入到一级煤油箱2。
优选地，如图7所示，还包括设于一级煤油箱2上的煤油箱压力传感器12；煤油箱压力传感器12电连接于煤油箱增压控制器13，煤油箱增压控制器13分别电连接于第五冷氦电磁阀71、第六冷氦电磁阀72、第七冷氦电磁阀73和第八冷氦电磁阀74。
其中，第五冷氦电磁阀71为常开路电磁阀，第六冷氦电磁阀72为辅助路电磁阀，第七冷氦电磁阀73、第八冷氦电磁阀74均为备保路电磁阀。
当火箭点火后，第五冷氦电磁阀71保持常开，直至一级飞行结束。
一级飞行阶段，飞行过程中由煤油箱压力传感器12感受一级煤油箱2的气枕压力，把一级煤油箱2的气枕压力传输给煤油箱增压控制器13，煤油箱增压控制器13进行计算并作出决策。
第五冷氦电磁阀71处于常开状态。
当一级煤油箱2的气枕压力低于第六冷氦电磁阀72的控压带下限时，第六冷氦电磁阀72打开。
当一级煤油箱2的气枕压力高于第六冷氦电磁阀72的控压带上限时，第六冷氦电磁阀72关闭。
当一级煤油箱2的煤油箱气枕压力介于第六冷氦电磁阀72的控压带下限与控压带上限之间时，六冷氦电磁阀72保持上一状态。
当一级煤油箱2的气枕压力低于第七冷氦电磁阀73的控压带下限时，第七冷氦电磁阀73、第八冷氦电磁阀74打开，当一级煤油箱2的气枕压力高于第七冷氦电磁阀73的控压带上限时，第七冷氦电磁阀73、第八冷氦电磁阀74关闭，当一级煤油箱2的气枕压力介于第七冷氦电磁阀73的控压带下限与控压带上限之间时，第七冷氦电磁阀73、第八冷氦电磁阀74保持上一状态。
通过煤油箱增压控制器13控制第五冷氦电磁阀71、第六冷氦电磁阀72、第七冷氦电磁阀73和第八冷氦电磁阀74的启闭，实现一级煤油箱2的气枕压力的精准控制。
优选地，如图7和图8所示，一级氧箱1具有氧箱后底14；本发明实施例的大型液体运载火箭输送系统还包括氧输送主管路16，氧输送主管路16的一端连接于氧箱后底14，氧输送主管路16的另一端通过设于液氧多通18上的主管路对接法兰1811连接于液氧多通18上；一级氧箱1内设有氧箱防漩防塌装置15，氧箱防漩防塌装置15设于氧输送主管路16与一级氧箱1之间，用于连接一级氧箱1与氧输送主管路16；如图15和图16所示，为氧箱防漩防塌装置15的两种三维结构示意图；氧箱防漩防塌装置15为上大下小的短管，氧箱防漩防塌装置15包括：包括管壁152和设于管壁152内的导流锥153，导流锥153通过筋板154连接于管壁152的内壁；其中，导流锥153为倒置的空锥壳，导流锥153的底面设有第一导流孔1531，导流锥153的锥尖上设有第二导流孔1532；管壁152具有相对设置的上开口151和下开口155，上开口151上设有连接一级氧箱的上法兰盘156，下开口155上设有连接氧输送主管路16的下法兰盘157；第二导流孔1532连接于下开口155上。
一级氧箱1内的液氧通过上开口151的上法兰盘156进入到氧箱防漩防塌装置15内，充满管壁152所形成的腔体，并经第一导流孔1531向第二导流孔1532，通过下开口155进入到氧输送主管路16内。上大下小的短管使得一级氧箱1向氧输送主管路16输送时进入上大下小的短管内，对液氧起到缓冲作用，避免氧输送主管路16突然变窄致使液氧流速加快而造成液氧产生塌陷；通过在出流中心设置导流锥153，导流锥153能够有效抑制液氧的塌陷。塌陷是指在泄流末期出现的一种无漩的液面迅速下凹引起的夹气现象。由于一级氧箱1的箱底的泄出口中线处的轴向流速比近壁处的流速高，极易发生出口中线处液面的塌陷。通过在中间加入导流锥153，能够降低出流口中心的轴向流速，消除中心处的液面塌陷。通过设置筋板154能够抑制环绕出口中线的环向旋转运动，能够进一步避免液氧进入管壁152时的环向旋向运动，从而避免液氧产生漩涡。
本发明实施例的大型液体运载火箭输送系统，还包括多个液氧输送分支管路19，每个液氧输送分支管路19分别通过设于液氧多通18上的分管路对接法兰1812连接于液氧多通18，且每个液氧输送分支管路19均连接于一个对应的一级发动机3；一级发动机3具有一级发动机氧泵入口20，液氧输送分支管路19通过一级发动机氧泵入口20连接到一级发动机3。
一级飞行过程中，一级氧箱1中的氧箱后底14、氧箱防漩防塌装置15进入到氧输送主管路16，然后进入液氧多通18，通过液氧输送分支管路19自一级发动机氧泵入口20输送至一级发动机3，给一级发动机3输送氧化剂液氧。
一级煤油箱2具有竖向的煤油箱隧道管17，氧输送主管路16通过煤油箱隧道管17贯穿煤油箱隧道管17连接到下方的一级发动机3，避免氧输送主管路16绕过一级煤油箱2的外表面。
优选地，一级煤油箱2上还设有煤油箱保险阀11，当一级煤油箱2内的气枕压力高于一级煤油箱2的报警压力时，煤油箱保险阀11打开，防止了一级煤油箱2内的高气枕压力过高发生危险。
优选地，如图2和图9所示，本发明实施例还提供一种蓄压器装置，包括：液氧多通18和可调节PV值的蓄压器182，蓄压器182的上部设于液氧多通18内，液氧多通18和蓄压器182为一体化设计结构；且蓄压器182的上部连接于液氧多通18的底壁，液氧多通18设有液氧输送的法兰，法兰均设于蓄压器182之上的液氧多通18的外壁上；
蓄压器182内包括壳体1822和在壳体1822内竖向设置的膜片1821，膜片1821为波浪形的圆环。
在使用时，将本发明实施例的蓄压器装置运用在大型液体运载火箭输送系统，在大型液体运载火箭一级飞行过程中，液氧自一级氧箱1输出，经过液氧多通18输送到一级发动机3内；同时自一级冷氦气瓶4向蓄压器182内充氦气，通过向蓄压器182不断充氦气实现蓄压器182的PV值的调节，蓄压器182内的气枕压力与液氧多通18内液氧压力保持一致。
所充入的氦气能够降低大型液体运载火箭输送系统的一级液氧输送系统的一阶固有频率，达到调整一级液氧输送系统的动特性的目的，保证了一级液氧输送系统在一级飞行过程中，一级液氧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，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氧输送系统(有、无蓄压器182)的一阶频率分布图如图14所示。其中，一级液氧输送系统包括一级煤油箱2和一级氧箱1，一级煤油箱2设于一级氧箱1与液氧多通18的竖向位置之间，一级煤油箱2连接于一级发动机3。
本实施例将液氧多通18和蓄压器182一体化设计，简化了液氧输送系统的POGO抑制系统，相比于在每台一级发动机具有的一级发动机氧泵前都装载蓄压器方案，减少了蓄压器的数量、降低了多数量蓄压器的结构重量，也降低了多数量蓄压器的布局难度。
蓄压器182内包括壳体1822和在壳体1822内竖向设置的膜片1821，膜片1821为波浪形的圆环，自一级冷氦气瓶4向蓄压器182内充入的氦气，充入膜片1821的波浪形的间隙内，间隙内的氦气能够降低一级液氧输送系统的一阶固有频率。
其中，蓄压器182的优选结构、优选结构的作用见前述记载。
本发明的实施例所产生的有益的技术效果：
1、火箭点火后，通过开启第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34给蓄压器182不断充气，实现蓄压器182的PV值开式控制，以实现蓄压器182的PV值的调节，且为高PV值以及PV能量值可调节。
2、本发明实施例将蓄压器182与液氧多通18进行焊接，制造成一体化结构；且只通过一个大型蓄压器就能实现一级液氧输送系统POGO抑制的功能。
3、将蓄压器182与液氧多通18进行一体化设计，相比于每台一级发动机3内均安装蓄压器，简化了液氧输送系统的POGO抑制系统，减少了蓄压器的数量和POGO系统的结构质量，所以增加了火箭的运载能力。
4、在液氧多通18上加入蓄压器限位装置1813以防止膜片1821持续膨胀而损坏，在蓄压器182中引入蓄压器导向装置1823保证了膜片1821在工作阶段的运动轨迹。从而保证蓄压器182能够正常工作。
5、在蓄压器182上安装蓄压器保险阀25，当蓄压器182内的气枕压力高于蓄压器保险阀25的报警压力时，蓄压器保险阀25打开，防止了蓄压器182内的高气枕压力将蓄压器182憋坏。
6、第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34的开启关闭属于开式控制，即第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33、第四冷氦电磁阀34的开关只取决于时间，控制模式简单可靠。对控制系统及蓄压器压力传感器26的品质要求较低，所以本发明实施例中的POGO抑制系统可靠性较高。
7、常规情况下，在一级飞行过程中，一级液氧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，本发明实施例通过在一级液氧输送系统中加入蓄压器182，通过不断向蓄压器182内充氦气，使得蓄压器182的PV值不断增加，调整了一级液氧输送系统的动特性，从而降低一级氧输送系统的一阶固有频率。保证了一级飞行过程中，一级液氧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，避免了火箭在一级飞行过程中发生POGO振动的风险。
8、实现蓄压器182的PV值调节所用的冷氦气源与一级煤油箱2所用的冷氦加温增压的冷氦气源保持一致，使用煤油箱冷氦加温增压冷氦气源，一级冷氦气瓶4即可，减少了冷氦气瓶的规格和种类。简单可靠的控制逻辑不仅降低了控制系统和传感器的研制难度，也加大了POGO系统的可靠性。
9、实现蓄压器182的PV值调节所使用的第一冷氦电磁阀31、第二冷氦电磁阀32、第三冷氦电磁阀33和第四冷氦电磁阀34；与一级煤油箱2所用的冷氦加温增压中的第五冷氦电磁阀71、第六冷氦电磁阀72、第七冷氦电磁阀73和第八冷氦电磁阀74保持一致，为同一型号，减少了冷氦电磁阀的规格和种类。简单可靠的控制逻辑不仅降低了控制系统和传感器的研制难度，也加大了POGO系统的可靠性。
应该明白，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 (13)
1.一种大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，包括：液氧多通(18)和可调节PV值的蓄压器(182)，所述蓄压器(182)的上部设于所述液氧多通(18)内，所述液氧多通(18)和所述蓄压器(182)为一体化设计结构；其中，所述液氧多通(18)连接于上游的一级氧箱(1)，以及所述液氧多通(18)连接于下游的一级发动机(3)；所述一级氧箱(1)处于所述一级发动机(3)的竖向位置之上。
2.根据权利要求1所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，所述蓄压器(182)包括壳体(1822)、在所述壳体(1822)内竖向设置的膜片(1821)以及封于所述膜片(1821)顶端的顶板(1829)，所述膜片(1821)为波浪形的圆环，所述圆环的下端面连接于所述液氧多通(18)的内底面，所述顶板(1829)封于所述圆环的顶端；
所述大型液体运载火箭POGO抑制系统，还包括一级冷氦气瓶(4)，所述一级冷氦气瓶(4)管路连接于所述蓄压器(182)的蓄压器充气接口(1824)，所述蓄压器充气接口(1824)设于所述蓄压器(182)的底部。
3.根据权利要求1所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，还包括设于所述液氧多通(18)内、所述蓄压器(182)顶部之上、对所述蓄压器(182)进行限位的蓄压器限位装置(1813)。
4.根据权利要求2所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，还包括设于所述蓄压器(182)内部、对所述膜片(1821)进行导向的蓄压器导向装置(1823)，所述蓄压器导向装置(1823)具有中空的导向臂(1827)，所述导向臂(1827)的底端连接于所述液氧多通(18)的内底面，所述蓄压器导向装置(1823)还具有活动臂(1828)，所述活动臂(1828)的固定端连接于所述顶板(1829)上，所述活动臂(1828)的自由端滑动于所述导向臂(1827)的中空空间内。
5.根据权利要求2所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，所述一级冷氦气瓶(4)通过蓄压器充气管路(24)连接于所述蓄压器(182)；
在所述蓄压器充气管路(24)上，自所述一级冷氦气瓶(4)侧开始，依次包括：并联设置的第三冷氦电磁阀(33)、第四冷氦电磁阀(34)，并联设置的第一压力控制支路(40)和第二压力控制支路(50)，以及第五孔板(23)；
所述第一压力控制支路(40)包括第一冷氦电磁阀(31)和第一减压器(41)；
所述第二压力控制支路(50)包括第二冷氦电磁阀(32)和第二减压器(42)。
6.根据权利要求5所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，在所述大型液体运载火箭的一级飞行过程中，对所述第一冷氦电磁阀(31)、所述第二冷氦电磁阀(32)、所述第三冷氦电磁阀(33)和所述第四冷氦电磁阀(34)的控制为开式控制。
7.根据权利要求2所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，其特征在于，还包括设于所述蓄压器(182)上、对所述蓄压器(182)进行过压保护的蓄压器保险阀(25)，所述蓄压器保险阀(25)通过蓄压器保险阀接口(1825)管路连接于所述蓄压器(182)的底部；
所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统，还包括设于所述蓄压器(182)上、获取所述蓄压器(182)内的气枕压力的蓄压器压力传感器(26)，所述蓄压器压力传感器(26)通过压力传感器接口(1826)连接于所述蓄压器(182)的底部，所述蓄压器压力传感器(26)电联于接收所述蓄压器(182)内的气枕压力的控制单元。
8.一种大型液体运载火箭输送系统，其特征在于，包括权利要求1-6中任一所述的大型液体运载火箭POGO抑制系统、以及一级煤油箱(2)；其中，所述一级冷氦气瓶(4)设有所述一级氧箱(1)内；
所述一级煤油箱(2)设于所述一级氧箱(1)与所述液氧多通(18)的竖向位置之间，所述一级煤油箱(2)连接于所述一级发动机(3)。
9.根据权利要求8所述的大型液体运载火箭输送系统，其特征在于，所述一级冷氦气瓶(4)连接于冷氦输送管路(30)，所述冷氦输送管路(30)的末端进入到所述一级煤油箱(2)，且所述冷氦输送管路(30)的末端连接有煤油箱消能器(10)；
在所述冷氦输送管路(30)上，自所述一级冷氦气瓶(4)侧开始，依次包括：过滤器(6)，并联设置的第一增压支路(70)、第二增压支路(80)、第三增压支路(90)和第四增压支路(100)；其中：
所述第一增压支路(70)包括第五冷氦电磁阀(71)和第一孔板(81)；
所述第二增压支路(80)包括第六冷氦电磁阀(72)和第二孔板(82)；
所述第三增压支路(90)包括第七冷氦电磁阀(73)和第三孔板(83)；
所述第四增压支路(100)包括第八冷氦电磁阀(74)和第四孔板(84)。
10.根据权利要求9所述的大型液体运载火箭输送系统，其特征在于，在所述冷氦输送管路(30)上，还包括冷氦加温器(9)，且所述冷氦加温器(9)设于并联设置的所述第一增压支路(70)、所述第二增压支路(80)、所述第三增压支路(90)和所述第四增压支路(100)之后、所述煤油箱消能器(10)之前的所述冷氦输送管路(30)上。
11.根据权利要求9所述的大型液体运载火箭输送系统，其特征在于，还包括设于所述一级煤油箱(2)上的煤油箱压力传感器(12)；
所述煤油箱压力传感器(12)电连接于煤油箱增压控制器(13)，所述煤油箱增压控制器(13)分别电连接于所述第五冷氦电磁阀(71)、所述第六冷氦电磁阀(72)、所述第七冷氦电磁阀(73)和所述第八冷氦电磁阀(74)。
12.根据权利要求8所述的大型液体运载火箭输送系统，其特征在于，所述一级氧箱(1)具有氧箱后底(14)；
所述的大型液体运载火箭输送系统还包括氧输送主管路(16)，所述氧输送主管路(16)的一端连接于所述氧箱后底(14)，所述氧输送主管路(16)的另一端通过设于所述液氧多通(18)上的主管路对接法兰(1811)连接于所述液氧多通(18)；
所述一级氧箱(1)内设有氧箱防漩防塌装置(15)，所述氧箱防漩防塌装置(15)设于所述氧输送主管路(16)之上的所述一级氧箱(1)的内部空间里；
所述的大型液体运载火箭输送系统，还包括多个液氧输送分支管路(19)，每个所述液氧输送分支管路(19)分别通过设于所述液氧多通(18)上的分管路对接法兰(1812)连接于所述液氧多通(18)，且每个所述液氧输送分支管路(19)均连接于一个对应的所述一级发动机(3)；
所述一级发动机(3)具有一级发动机氧泵入口(20)，所述液氧输送分支管路(19)通过所述一级发动机氧泵入口(20)连接到所述一级发动机(3)。
13.一种蓄压器装置，其特征在于，包括：液氧多通(18)和可调节PV值的蓄压器(182)，所述蓄压器(182)的上部设于所述液氧多通(18)内，所述液氧多通(18)和所述蓄压器(182)为一体化设计结构；且所述蓄压器(182)的上部连接于所述液氧多通(18)的底壁，所述液氧多通(18)设有液氧输送的法兰，所述法兰均设于所述蓄压器(182)之上的所述液氧多通(18)的外壁上；
所述蓄压器(182)内包括壳体(1822)和在所述壳体(1822)内竖向设置的膜片(1821)，所述膜片(1821)为波浪形的圆环。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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