CN117569948A - 增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法 - Google Patents
增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN117569948A CN117569948A CN202311572007.6A CN202311572007A CN117569948A CN 117569948 A CN117569948 A CN 117569948A CN 202311572007 A CN202311572007 A CN 202311572007A CN 117569948 A CN117569948 A CN 117569948A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- oxygen
- liquid oxygen
- tank
- fuel
- fuel tank
- 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.)
- Pending
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 26
- 239000007788 liquid Substances 0.000 title claims abstract description 18
- MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N Dioxygen Chemical compound O=O MYMOFIZGZYHOMD-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 251
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 claims abstract description 173
- QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N atomic oxygen Chemical compound [O] QVGXLLKOCUKJST-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims abstract description 142
- 239000001301 oxygen Substances 0.000 claims abstract description 142
- 229910052760 oxygen Inorganic materials 0.000 claims abstract description 142
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 89
- 239000001307 helium Substances 0.000 claims description 81
- 229910052734 helium Inorganic materials 0.000 claims description 81
- SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N helium atom Chemical compound [He] SWQJXJOGLNCZEY-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 81
- 239000007789 gas Substances 0.000 claims description 37
- 238000002347 injection Methods 0.000 claims description 32
- 239000007924 injection Substances 0.000 claims description 32
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 26
- 238000010992 reflux Methods 0.000 claims description 14
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 claims description 11
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 claims description 10
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims description 8
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims description 4
- 238000010792 warming Methods 0.000 claims description 4
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims description 3
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 8
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 7
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 6
- 235000015842 Hesperis Nutrition 0.000 description 4
- 235000012633 Iberis amara Nutrition 0.000 description 4
- 239000011148 porous material Substances 0.000 description 4
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000003466 welding Methods 0.000 description 3
- 239000006096 absorbing agent Substances 0.000 description 2
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 2
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 2
- 239000000243 solution Substances 0.000 description 2
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 2
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 239000003350 kerosene Substances 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 239000007800 oxidant agent Substances 0.000 description 1
- 230000001590 oxidative effect Effects 0.000 description 1
- 238000012827 research and development Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000012360 testing method 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
- F02K9/44—Feeding propellants
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/56—Control
-
- 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
- F02K9/44—Feeding propellants
- F02K9/56—Control
- F02K9/58—Propellant feed valves
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
Abstract
本发明实施例提供一种增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法，增压输送系统包括液氧箱、燃料箱、发动机、液氧输送管路组件、燃料输送管路组件、开式氧自生增压系统和闭式富燃燃气增压系统。液氧输送管路组件包括液氧输送主管、多通结构、液氧输送分支管；液氧输送主管穿的两端分别和氧箱出口及多通结构的入口连接，液氧分支管的两端分别和多通结构的出口及发动机的入口连接。燃料输送管路组件包括燃料箱输送管，燃料箱输送管的两端分别和燃料箱的出口及发动机的入口连接。本发明实施例提供的增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法，具有系统结构简单、重量轻、制造成本低等优点。
Description
技术领域
本发明涉及火箭技术领域，特别是涉及一种增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法。
背景技术
随着新一代火箭的成功研制和飞行试验，增压输送系统技术取得了较大的进展，常温氦气增压、常温氦气加温增压、冷氦增压和冷氦加温增压等先进技术已经成功研制并应用。
在火箭运行过程中，液氧通过液氧输送管路从氧箱流出，最终作为氧化剂为火箭运行提供动力，在液氧输运的过程中，液氧输送管路不仅起到输送的作用，同时也起到分配的作用。液氧输送管路作为连接贮箱和发动机的重要单机，具有跨距长、管路走向复杂等特点。
在实现本发明过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：采用氦气增压系统不仅会使制造成本显著提高，同时，氦气瓶的使用会增加整个系统的结构复杂程度，同时，还会增加火箭的整体重量，降低火箭的运载能力。且现有火箭多为单发动机火箭，其整体结构相对简单。而对于需要增设多台发动机组时，如在燃料箱中对应增设多条氧输送管则也会使得增压输送系统结构变得复杂，并导致火箭的整体重量变大，同时系统的整体稳定性也无法确保。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法，以解决现有技术中存在的增压输送系统结构复杂、重量大、成本高等问题至少之一。
第一方面，本发明实施例提供了一种增压输送系统，用于液体运载火箭，包括液氧箱、燃料箱、发动机、液氧输送管路组件、燃料输送管路组件、液氧增压系统和燃料增压系统；
所述液氧箱底部设有氧箱出口，所述液氧输送管路组件包括液氧输送主管、多通结构、液氧输送分支管；所述液氧输送主管穿设于所述燃料箱中，且所述液氧输送主管的两端分别和所述氧箱出口及所述多通结构的入口连接，所述液氧分支管的两端分别和所述多通结构的出口及所述发动机的入口连接；所述多通结构位于所述燃料箱外；
所述燃料输送管路组件包括燃料箱输送管，所述燃料箱输送管的两端分别和所述燃料箱的出口及所述发动机的入口连接；
所述液氧增压系统为开式氧自生增压系统，所述燃料增压系统为闭式富燃燃气增压系统。
进一步地，所述发动机的数量为3台以上，所述多通结构的出口数量、所述液氧分支管的数量及所述燃料箱输送管的数量均与所述发动机的数量对应设置。
进一步地，所述燃料箱设有贯穿的隧道管，所述液氧输送主管设于所述隧道管内；
所述液氧输送管路组件还包括氧主管补偿器、氧分支管补偿器及蓄压器；所述氧主管补偿器分别与氧箱出口及所述液氧输送主管连接；每个所述液氧输送分支管上分别设有一个所述氧分支管补偿器，所述氧分支管补偿器的两端分别和所述液氧输送分支管及所述多通结构的出口连接；所述蓄压器分别设在所述发动机的入口处，并与所述液氧输送分支管连接。
进一步地，所述燃料输送管路组件还包括燃料输送管补偿器，所述燃料输送管补偿器分别设在所述燃料箱输送管上。
进一步地，所述液氧输送管路组件还包括防漩防塌装置，所述防漩防塌装置设在所述氧箱出口处，并与所述氧主管补偿器连接。
进一步地，所述液氧增压系统包括液氧加温蒸发器、氧自生增压管路、氧箱消能器及氧箱保险阀；所述液氧加温蒸发器分别连接于所述发动机，且分别通过管路与所述氧自生增压管路连接；所述氧箱消能器设在所述液氧箱的气枕内，并与所述氧自生增压管路连接；所述氧箱保险阀设在所述液氧箱的外壁，并与所述液氧箱的气枕连通。
进一步地，所述燃料增压系统包括富燃燃气降温器、第一过滤器、增压控制组件、燃料箱消能器、燃料箱保险阀及燃料增压管路；所述富燃燃气降温器分别与所述发动机连接，并通过管路与所述燃料增压管路连接；所述燃料箱消能器设在所述燃料箱的气枕内，并与所述燃料增压管路连接；所述第一过滤器和所述增压控制组件串接在所述富燃燃气降温器和所述燃料箱消能器之间的所述燃料增压管路上，且所述第一过滤器靠近所述富燃燃气降温器一侧设置；所述燃料箱保险阀设在所述燃料箱的外壁，并与所述燃料箱的气枕连通。
进一步地，所述增压控制组件包括燃料箱压力传感器、燃料箱增压控制器及并接的4个控制阀单元；所述燃料箱压力传感器用于检测所述燃料箱的气枕内的压力，并将压力检测结果传递给所述燃料箱增压控制器，燃料箱控制器根据所述压力检测结果分别对4个所述控制阀单元进行控制；
所述4个控制阀单元分别是：
第一控制阀单元，包括串接的第一控制阀和第一孔板；
第二控制阀单元，包括串接的第二控制阀和第二孔板；
第三控制阀单元，包括串接的第三控制阀和第三孔板；
第四控制阀单元，包括串接的第四控制阀和第四孔板。
进一步地，所述增压输送系统还包括氦引射循环预冷系统，所述氦引射循环预冷系统包括氦引射组件和液氧回流管；所述液氧回流管的两端分别和所述液氧箱的后底及所述发动机连通；所述氦引射组件包括通过管路依次连接设置的氦气源、第二过滤器、减压阀、氦引射控制阀组、第七控制阀、地面插拔连接器及氦引射器；所述氦引射器与所述液氧回流管连通；所述氦引射控制阀组包括并接的第五控制阀和第六控制阀；所述第七控制阀设在所述氦引射器及所述发动机之间的所述液氧回流管上。
第二方面，本发明实施例提供了一种液体运载火箭，包括如上所述的增压输送系统。
第三方面，本发明实施例提供了一种增压输送系统的控制方法，所述增压输送系统包括：液氧箱、燃料箱、发动机、液氧输送管路组件、燃料输送管路组件、液氧增压系统和燃料增压系统；
所述液氧箱底部设有氧箱出口，所述液氧输送管路组件包括液氧输送主管、多通结构、液氧输送分支管；所述液氧输送主管穿设于所述燃料箱中，且所述液氧输送主管的两端分别和所述氧箱出口及所述多通结构的入口连接，所述液氧分支管的两端分别和所述多通结构的出口及所述发动机的入口连接；所述多通结构位于所述燃料箱外；
所述燃料输送管路组件包括燃料箱输送管，所述燃料箱输送管的两端分别和所述燃料箱的出口及所述发动机的入口连接；
所述液氧增压系统为开式氧自生增压系统，所述燃料增压系统为闭式富燃燃气增压系统；
所述液氧增压系统包括液氧加温蒸发器、氧自生增压管路、氧箱消能器及氧箱保险阀；所述液氧加温蒸发器分别连接于所述发动机，且分别通过管路与所述氧自生增压管路连接；所述氧箱消能器设在所述液氧箱的气枕内，并与所述氧自生增压管路连接；所述氧箱保险阀设在所述液氧箱的外壁，并与所述液氧箱的气枕连通；
所述增压输送系统的控制方法包括液氧增压系统控制逻辑：
S11、控制所述发动机点火；
S12、所述氧箱保险阀检测所述液氧箱的气枕压力，得到液氧箱气枕压力检测结果；
S13、判断实际飞行时间是否在预设飞行时间范围内，若否，则结束；
若是，判断所述液氧箱气枕压力检测结果是否不小于氧箱保险阀关闭压力，若否，则关闭所述氧箱保险阀；若是，则判断所述液氧箱气枕压力检测结果是否小于氧箱保险阀打开压力，若是，则保持当前所述氧箱保险阀状态不变，若否，则打开所述氧箱保险阀；
S14、重复执行步骤S12和步骤S13。
进一步地，所述燃料增压系统包括富燃燃气降温器、第一过滤器、增压控制组件、燃料箱消能器、燃料箱保险阀及燃料增压管路；所述富燃燃气降温器分别与所述发动机连接，并通过管路与所述燃料增压管路连接；所述燃料箱消能器设在所述燃料箱的气枕内，并与所述燃料增压管路连接；所述第一过滤器和所述增压控制组件串接在所述富燃燃气降温器和所述燃料箱消能器之间的所述燃料增压管路上，且所述第一过滤器靠近所述富燃燃气降温器一侧设置；所述燃料箱保险阀设在所述燃料箱的外壁，并与所述燃料箱的气枕连通；
所述增压控制组件包括燃料箱压力传感器、燃料箱增压控制器及并接的4个控制阀单元；所述燃料箱压力传感器用于检测所述燃料箱的气枕内的压力，并将压力检测结果传递给所述燃料箱增压控制器，燃料箱控制器根据所述压力检测结果分别对4个所述控制阀单元进行控制；
所述4个控制阀单元分别是：
第一控制阀单元，包括串接的第一控制阀和第一孔板；
第二控制阀单元，包括串接的第二控制阀和第二孔板；
第三控制阀单元，包括串接的第三控制阀和第三孔板；
第四控制阀单元，包括串接的第四控制阀和第四孔板；
所述增压输送系统的控制方法包括燃料增压系统控制逻辑：
S21、控制所述发动机点火；
S22、所述燃料箱压力传感器检测所述燃料箱的气枕压力，得到燃料箱气枕压力检测结果，并将所述燃料箱气枕压力检测结果发送给所述燃料箱增压控制器；
S23、判断实际飞行时间是否在预设飞行时间范围内，若否，则关闭所述第一控制阀、所述第二控制阀、所述第三控制阀及所述第四控制阀，并结束；
若是，判断所述燃料箱气枕压力检测结果是否不小于第一预设压力值，若否，则打开所述第一控制阀、所述第二控制阀、所述第三控制阀及所述第四控制阀；若是，则判断所述燃料箱气枕压力检测结果是否小于第二预设压力值，若是，则打开所述第一控制阀和所述第二控制阀，所述第三控制阀和所述第四控制阀保持当前状态；若否，则判断所述燃料箱气枕压力检测结果是否小于第三预设压力值，若是，则打开所述第一控制阀，所述第二控制阀、所述第三控制阀和所述第四控制阀保持当前状态；若否，则打开所述第一控制阀，关闭所述第二控制阀、所述第三控制阀和所述第四控制阀；
S24、重复执行步骤S22和步骤S23。
进一步地，所述增压输送系统还包括氦引射循环预冷系统，所述氦引射循环预冷系统包括氦引射组件和液氧回流管；所述液氧回流管的两端分别和所述液氧箱的后底及所述发动机连通；所述氦引射组件包括通过管路依次连接设置的氦气源、第二过滤器、减压阀、氦引射控制阀组、第七控制阀、地面插拔连接器及氦引射器；所述氦引射器与所述液氧回流管连通；所述氦引射控制阀组包括并接的第五控制阀和第六控制阀；所述第七控制阀设在所述氦引射器及所述发动机之间的所述液氧回流管上；
所述增压输送系统的控制方法包括氦引射循环预冷系统控制逻辑：
判断实际飞行时间是否处于液氧循环预冷预设时间范围内，若是，则开启所述第五控制阀、所述第六控制阀及所述第七控制阀；若否，则关闭所述第五控制阀、所述第六控制阀及所述第七控制阀。
上述技术方案具有如下有益效果：本发明提供的增压输送系统，通过设置液氧输送主管、多通结构及液氧输送分支管的方式对液氧进行输送，使穿过燃料箱的管路仅为一条液氧输送主管，大大降低了燃料箱内部结构的复杂程度，同时，有利于提高发动机燃料流量特性的均匀性，减轻系统整体重量，降低制造成本。本发明提供的液氧增压系统采用开式氧自生增压系统，燃料增压系统为闭式富燃燃气增压系统，降低了增压系统结构的复杂性，同时降低了制造成本及火箭的整体重量，有助于提高火箭的运载能力。
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是本发明实施例的增压输送系统的结构示意图；
图2是本发明实施例的液氧增压系统的结构示意图；
图3是本发明实施例的燃料增压系统的结构示意图；
图4是本发明实施例的液氧输送管路组件的结构示意图；
图5是本发明实施例的蓄压器的结构示意图；
图6是本发明实施例的防漩防塌装置的结构示意图；
图7是本发明实施例的防漩防塌装置的部分剖视结构示意图；
图8是本发明实施例的燃料输送管路组件的结构示意图；
图9是本发明实施例的氦引射循环预冷系统的结构示意图；
图10是本发明实施例的氦引射循环预冷系统的控制阀的启闭控制示意图；
图11是本发明实施例的液氧增压系统控制逻辑的流程示意图；
图12是本发明实施例的液氧箱的气枕压力曲线的示意图；
图13是本发明实施例的燃料增压系统控制逻辑的流程示意图；
图14是本发明实施例的燃料箱的气枕压力曲线的示意图。
附图中各标号的含义如下：
1、液氧箱；11、氧箱出口；
2、燃料箱；21、隧道管；
3、发动机；31、液氧泵；
4、液氧输送管路组件；41、防漩防塌装置；42、氧主管补偿器；43、液氧输送主管；44、多通结构；45、氧分支管补偿器；46、液氧输送分支管；47、蓄压器；
5、燃料输送管路组件；51、燃料输送管补偿器；52、燃料箱输送管；
6、液氧增压系统；61、氧加温蒸发器；62、氧自生增压管路；63、氧箱消能器；64、氧箱保险阀；
7、燃料增压系统；71、富燃燃气降温器；72、燃料增压管路；73、第一过滤器；74、第四孔板；75、第三孔板；76、第二孔板；77、第一孔板；78、燃料箱增压控制器；79、燃料箱压力传感器；710、燃料箱保险阀；711、燃料箱消能器；K1、第一控制阀；K2、第二控制阀；K3、第三控制阀；K4、第四控制阀；
8、氦引射循环预冷系统；81、氦气源；82、第二过滤器；83、减压阀；84、地面插拔连接器；85、氦引射器；86、液氧回流管；K5、第五控制阀；K6、第六控制阀；K7、第七控制阀。
具体实施方式
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。
如图1所示，本发明实施例的液体运载火箭包括增压输送系统，增压输送系统包括液氧箱1、燃料箱2、发动机3、液氧输送管路组件4、燃料输送管路组件5、液氧增压系统6、燃料增压系统7和氦引射循环预冷系统8。
如图2、图4和图5所示，液氧箱1底部设有氧箱出口11，液氧输送管路组件4包括液氧输送主管43、多通结构44、液氧输送分支管46；液氧输送主管43穿设于燃料箱2中，且液氧输送主管43的两端分别和氧箱出口11及多通结构44的入口连接，液氧分支管的两端分别和多通结构44的出口及发动机3的入口连接；多通结构44位于燃料箱2外。
如图3所示，本实施例中，燃料输送管路组件5包括3条燃料箱输送管52，每条燃料箱输送管52的两端分别和燃料箱2的出口及发动机3的入口连接。本实施例中，燃料输送管路组件5还包括燃料输送管补偿器51，燃料输送管补偿器51分别设在燃料箱输送管52上。燃料输送管补偿器51能够补偿燃料箱输送管52的水平位移和角度误差。
发动机3的数量为3台以上，多通结构44的出口数量、液氧输送分支管46的数量及燃料箱输送管52的数量均与发动机3的数量对应设置。具体地，在本实施例中，发动机3为3台，多通结构44为四通结构，具有一个入口和三个出口，多通结构44的三个出口沿多通结构44的周向均匀分布。对应的，液氧输送分支管46和燃料箱输送管52的数量也分别为3个。
本实施例的燃料箱输送管52为三轴对称结构，实现了对3台发动机3的燃料输送，保证了燃料箱2燃料输送的均匀性，同时减少了燃料箱输送管52的种类。
燃料箱2设有贯穿的隧道管21，液氧输送主管43设于隧道管21内。燃料箱2的隧道管21是燃料箱2的一部分，在实际工作中，隧道管21需满足燃料箱2的密封要求。在本实施例中，隧道管21和燃料箱2接触位置采用焊接工艺完成产品成形加工。
如图1所示，液氧输送管路组件4还包括氧主管补偿器42、氧分支管补偿器45及蓄压器47。氧主管补偿器42分别与氧箱出口11及液氧输送主管43连接。每个液氧输送分支管46上分别设有一个氧分支管补偿器45，氧分支管补偿器45的两端分别和液氧输送分支管46及多通结构44的出口连接。蓄压器47分别设在发动机3的入口处，并与液氧输送分支管46连接。在本实施例中，氧主管补偿器42为波纹管补偿器，蓄压器47为金属膜盒式蓄压器，在其它实施例中可根据具体需要选择补偿器及蓄压器的具体类型。
如图2、图6和图7所示，液氧输送管路组件4还包括防漩防塌装置41，防漩防塌装置41设在氧箱出口11处，并与氧主管补偿器42连接。具体地，本实施例中，防漩防塌装置41为一体化结构，通过焊接工艺将防漩叶片、防塌圆锥与出流流道进行一体化焊接，并将防漩防塌装置41置于液氧箱1外部，降低了液氧箱1内部结构的复杂程度及液氧箱1的研制难度。液体运载火箭液氧箱1在出流末期，由于液体晃动、旋转或液面塌陷，出流口会产生夹气现象，严重时会影响发动机3的正常工作，在氧箱出口11处设置防漩防塌装置41能够有效抑制氧箱出口11处的推进剂产生漩涡、塌陷，能有效推迟夹气现象的发生。
液氧箱1中的液氧经防漩防塌装置41、氧主管补偿器42、液氧输送主管43、多通结构44、3个氧分支管补偿器45、3根液氧输送分支管46、3个蓄压器47输送至3个发动机3的液氧泵31入口。
液氧增压系统6为开式氧自生增压系统，燃料增压系统7为闭式富燃燃气增压系统。
如图1所示，在本实施例中，液氧增压系统6包括液氧加温蒸发器61、氧自生增压管路62、氧箱消能器63及氧箱保险阀64。液氧加温蒸发器61分别连接于发动机3，且分别通过管路与氧自生增压管路62连接；氧箱消能器63设在液氧箱1的气枕内，并与氧自生增压管路62连接；氧箱保险阀64设在液氧箱1的外壁，并与液氧箱1的气枕连通。
飞行过程中，液氧加温蒸发器61产生的氧气经氧自生增压管路62、氧箱消能器63给液氧箱1进行开式自生增压，利用氧箱保险阀64实现液氧箱1的压力控制。
液氧箱1采用开式的氧自生增压，避免使用电磁阀、减压阀等控制阀门，降低了系统的控制研发难度，也简化了液氧增压系统6的结构，降低了液氧增压系统6的研制难度和生产加工成本。
飞行过程中，当液氧箱1的气枕压力高于氧箱保险阀64的打开压力时，氧箱保险阀64打开，当液氧箱1的气枕压力低于氧箱保险阀64的关闭压力，氧箱保险阀64关闭。利用氧箱保险阀64实现液氧箱1气枕压力的机械控制。液氧箱1采用氧箱保险阀64对液氧箱1的气枕压力进行控制，增压流量较大，在飞行过程中氧箱保险阀64预计打开4至5次左右，减少了氧箱保险阀64的打开次数，提高了氧箱保险阀64的可靠性，提高了氧箱保险阀64的使用寿命。同时氧箱保险阀64预计打开4至5次左右也能保证液氧箱1的增压压力，避免了液氧箱1增压能力不足的风险。
利用氧箱保险阀64实现了液氧箱1的气枕压力的控制，仅用机械保险阀即可实现对液氧箱1的气枕压力的控制，降低了电气系统的控制研制难度，避免使用电磁阀对液氧箱1气枕压力进行控制。
如图3所示，燃料增压系统7包括富燃燃气降温器71、第一过滤器73、增压控制组件、燃料箱消能器711、燃料箱保险阀710及燃料增压管路72；富燃燃气降温器71分别与发动机3连接，并通过管路与燃料增压管路72连接；燃料箱消能器711设在燃料箱2的气枕内，并与燃料增压管路72连接；第一过滤器73和增压控制组件串接在富燃燃气降温器71和燃料箱消能器711之间的燃料增压管路72上，且第一过滤器73靠近富燃燃气降温器71一侧设置；燃料箱保险阀710设在燃料箱2的外壁，并与燃料箱2的气枕连通。
增压控制组件包括燃料箱压力传感器79、燃料箱增压控制器78及并接的4个控制阀单元。燃料箱压力传感器79用于检测燃料箱2的气枕内的压力，并将压力检测结果传递给燃料箱增压控制器78，燃料箱增压控制器78根据压力检测结果分别对4个控制阀单元进行控制。
4个控制阀单元分别是：
第一控制阀单元，包括串接的第一控制阀K1和第一孔板77；
第二控制阀单元，包括串接的第二控制阀K2和第二孔板76；
第三控制阀单元，包括串接的第三控制阀K3和第三孔板75；
第四控制阀单元，包括串接的第四控制阀K4和第四孔板74。
在本实施例中，第一控制阀K1、第二控制阀K2、第三控制阀K3和第四控制阀K4均为电磁阀。其中，K1为主路增压电磁阀、K2为辅助路1增压电磁阀、K3为辅助路2增压电磁阀、K4为备保路增压电磁阀。
飞行过程中，富燃燃气降温器71产生的高温富燃燃气经第一过滤器73、四路控制阀和孔板、燃料箱消能器711给燃料箱2进行富燃燃气闭式增压。其中消能器是利用小孔群消声原理，降低噪音、降低增压气体进入贮箱的动能。
燃料箱2采用富燃燃气进行增压，与燃料箱2采用昂贵的氦气增压相比，降低了燃料增压系统7的成本，同时采用发动机3产生的富燃燃气和电磁阀、孔板组合的方案，简化了燃料增压系统的结构。
燃料箱2利用发动机3的富燃燃气进行增压，富燃燃气与燃料之间不会产生安全性风险，提高了燃料增压系统7的可靠性和安全性。本实施例中的燃料箱2中的燃料可以是煤油、液甲烷等液体燃料。
用富燃燃气给燃料箱2增压的燃料增压系统7，相比于氦气增压系统，其仅仅利用发动机3自身的富燃燃气就完成了燃料箱2的增压，简化了燃料增压系统7的结构，避免使用氦气瓶，降低了氦气瓶的生产成本和氦气瓶的本身重量，提高了液体运载火箭的运载能力。
飞行过程中由燃料箱压力传感器79感受燃料箱2的气枕压力，将燃料箱压力传感器79感受的气枕压力检测值传递给燃料箱增压控制器78，通过燃料箱增压控制器78控制四路控制阀的启闭，实现了燃料箱2气枕压力的精准控制。
燃料箱2四路控制阀主要包含主路增压电磁阀K1(第一控制阀)、辅助路增压电磁阀K2(第二控制阀)、备保路1增压电磁阀K3(第三控制阀)、备保路2增压电磁阀K4(第四控制阀)。
燃料箱2中的燃料经燃料箱2的出口、燃料输送管补偿器51、燃料箱输送管52输送至发动机3的燃料泵入口。
如图8所示，燃料输送管路组件5中设置波纹管(燃料输送管补偿器51)以补偿燃料输送管路组件5的总装工况、燃料加注工况、液氧加注工况、飞行工况的轴向误差、水平误差、及其角度误差。
当燃料箱2的气枕压力高于燃料箱保险阀710的打开压力时，燃料箱保险阀710打开，当燃料箱2的气枕压力低于燃料箱保险阀710的关闭压力，燃料箱保险阀710关闭。
如图9所示，氦引射循环预冷系统8包括氦引射组件和液氧回流管86。液氧回流管86的两端分别和液氧箱1的后底及发动机3连通；氦引射组件包括通过管路依次连接设置的氦气源81、第二过滤器82、减压阀83、氦引射控制阀组、第七控制阀K7、地面插拔连接器84及氦引射器85；氦引射器85与液氧回流管86连通；氦引射控制阀组包括并接的第五控制阀K5和第六控制阀K6；第七控制阀K7设在氦引射器85及发动机3之间的液氧回流管86上。
氦引射循环预冷系统8仅在液氧循环预冷启动时刻t1启动，且在火箭点火时刻t0关闭。
氦引射循环预冷系统8运行时，液氧箱1内的液氧经防漩防塌装置41、氧主管补偿器42、液氧输送主管43、多通结构44、3个氧分支管补偿器45、3根液氧输送分支管46、3个蓄压器47、3个发动机3的液氧泵31、第七控制阀K7、液氧回流管86、回流至液氧箱1内。
其中第七控制阀K7的开启、关闭控制与第五控制阀K5和第六控制阀K6保持一致。本实施例中的第五控制阀K5、第六控制阀K6和第七控制阀K7均为电磁阀。如图10所示，第五控制阀K5、第六控制阀K6和第七控制阀K7都是仅在液氧循环预冷启动时刻t1至发动机3点火时刻t0期间内全部打开，在其余时间则全部保持关闭。图中纵坐标0表示关闭，1表示打开。
其中氦气经地面氦气源81、第二过滤器82、减压阀83、两路控制阀(第五控制阀K5和第六控制阀K6)、地面插拔连接器84、氦引射器85给液氧回流管86提供引射的氦气。
在回流管路中提供引射的氦气，在液氧中掺混氦气，从而降低了回流管中液氧的密度。加速了回流管中液氧的回流。其中，减压阀83稳定了氦引射的压力及其流量，两路控制阀实现了氦引射的冗余控制。地面引射的氦气进入液氧回流管86，氦气气体降低了液氧回流管86中推进剂的密度，能够加快液氧回流管86中液氧的流动，增强了液氧循环回流预冷的效果。采用氦引射强制循环预冷的方式进行预冷，使液氧推进剂的消耗量少，且预冷效果好，避免了液氧推进剂的大量消耗，从而提高了液体运载火箭的运载能力。
本发明实施例还提供一种增压输送系统的控制方法，包括液氧增压系统控制逻辑、燃料增压系统控制逻辑和氦引射循环预冷系统控制逻辑。
如图11所示，液氧增压系统控制逻辑如下：
S11、控制发动机3点火启动。
即，在发动机3点火后执行液氧增压系统控制逻辑的以下步骤。
S12、氧箱保险阀64检测液氧箱1的气枕压力，得到液氧箱气枕压力检测结果PY0。
S13、判断实际飞行时间是否在预设飞行时间范围内，若否，则结束。
若是，判断液氧箱气枕压力检测结果PY0是否不小于氧箱保险阀关闭压力Pgb，若否，则关闭氧箱保险阀64；若是，则判断液氧箱气枕压力检测结果PY0是否小于氧箱保险阀打开压力Pdk，若是，则保持当前氧箱保险阀64状态不变，若否，则打开氧箱保险阀64。
在飞行时间内，t1为液氧循环预冷启动时刻，t0为火箭点火时刻，t2为火箭飞行结束时刻。
当飞行时间t在t0至t2时段内，氧箱保险阀64实时检测液氧箱1的气枕压力PY0，当液氧箱1的气枕压力PY0小于氧箱保险阀关闭压力Pgb时(PY0＜Pgb)，关闭氧箱保险阀64；当液氧箱1的气枕压力PY0不小于氧箱保险阀打开压力Pdk时(PY0≥Pdk)，打开氧箱保险阀64；当液氧箱1的气枕压力PY0在氧箱保险阀关闭压力Pgb和氧箱保险阀打开压力Pdk之间(Pdk＞PY0≥Pgb)时，则保持当前氧箱保险阀64的状态不变。
S14、重复执行步骤S12和步骤S13。
氧箱保险阀64实时检测液氧箱1的气枕压力PY0，并执行步骤S13，直至飞行时间到达t2时刻，结束。
液氧箱1的气枕压力曲线如图12所示，其中，PY0为液氧箱气枕压力，Pgb为氧箱保险阀关闭压力，Pdk为氧箱保险阀打开压力，PYmin为液氧箱所需最低气枕压力。
如图13所示，燃料增压系统控制逻辑如下：
S21、控制发动机3点火。
即，在发动机3点火后执行燃料增压系统控制逻辑的以下步骤。
S22、燃料箱压力传感器79检测燃料箱2的气枕压力，得到燃料箱气枕压力检测结果PR0，并将燃料箱气枕压力检测结果PR0发送给燃料箱增压控制器78。
S23、判断实际飞行时间是否在预设飞行时间范围内，若否，则关闭第一控制阀K1、第二控制阀K2、第三控制阀K3及第四控制阀K4，并结束。
若是，判断燃料箱气枕压力检测结果PR0是否不小于第一预设压力值P1，若否，则打开第一控制阀K1、第二控制阀K2、第三控制阀K3及第四控制阀K4；若是，则判断燃料箱气枕压力检测结果PR0是否小于第二预设压力值P2，若是，则打开第一控制阀K1和第二控制阀K2，使第三控制阀K3和第四控制阀K4保持当前状态；若否，则判断燃料箱气枕压力检测结果PR0是否小于第三预设压力值P3，或是，则打开第一控制阀K1，第二控制阀K2、第三控制阀K3和第四控制阀K4保持当前状态；若否，则打开第一控制阀K1，关闭第二控制阀K2、第三控制阀K3和第四控制阀K4。
飞行时间t在t0至t2时段内，燃料箱压力传感器79实时检测燃料箱2的气枕压力，并将得到的燃料箱气枕压力检测结果PR0传递给燃料箱增压控制器78。
当燃料箱2的气枕压力PR0小于第一预设压力值P1时，将4个控制阀全部打开，即打开第一控制阀K1、第二控制阀K2、第三控制阀K3及第四控制阀k4。
当燃料箱2的气枕压力PR0在第一预设压力值P1和第二预设压力值P2范围之间时(P1≤PR0＜P2)，则打开第一控制阀K1和第二控制阀K2，第三控制阀K3和第四控制阀K4保持当前状态。
当燃料箱2的气枕压力PR0在第二预设压力值P2和第三预设压力值P3范围之间时(P2≤PR0＜P3)，则打开第一控制阀K1，第二控制阀K2、第三控制阀K3和第四控制阀K4保持当前状态。
当燃料箱2的气枕压力PR0不小于第三预设压力值P3时，则打开第一控制阀K1，关闭第二控制阀K2、第三控制阀K3和第四控制阀K4。
其中，P1<P2<P3。
S24、重复执行步骤S22和步骤S23。
燃料箱压力传感器79实时检测燃料箱的气枕压力PR0，并执行S23步骤，直至飞行时间到达t2时刻，结束。
燃料箱2的气枕压力曲线如图14所示，其中，PR0为燃料箱的气枕压力，PRgb为燃料箱保险阀关闭压力，PRdk为燃料箱保险阀打开压力，PRmin为燃料箱所需最低气枕压力，P1为备保路控制阀(K4)开启阈值，P2为辅助路控制阀(K2、K3)开启阈值，P3为辅助路、备保路控制阀(K2、K3、K4)关闭阈值。
氦引射循环预冷系统控制逻辑如下：
判断实际飞行时间t是否处于液氧循环预冷预设时间范围内，若是，则开启第五控制阀K5、第六控制阀K6及第七控制阀K7；若否，则关闭第五控制阀K5、第六控制阀K6及第七控制阀K7。
即，飞行时间在t1至t0时段内(t1≤t＜t0)，开启3个控制阀，即开启第五控制阀K5、第六控制阀K6及第七控制阀K7；在其它时段内，则3个控制阀全部关闭，即关闭第五控制阀K5、第六控制阀K6及第七控制阀K7。
本发明的液氧箱采用开式的氧自生增压方案，燃料箱采用发动机引出的富燃燃气增压方案，摒弃了使用氦气进行增压的方案，降低了增压系统的成本，同时液氧箱采用自生增压、燃料箱采用发动机的富燃燃气增压也简化了增压系统的复杂性。
液氧输送方案采用“隧道管+多通结构+液氧输送分支管”，减少了液氧输送管的数量和规模，相比于三根独立的液氧输送管方案降低了液氧输送管路组件的复杂度和输送管的结构重量。
液氧输送管路组件给三台发动机提供液氧的输送方案，且利用四通+三根液氧输送分支管(呈120°对称布置)能够使得三台发动机液氧的流量特性更加均匀。
燃料输送管路组件给三台发动机提供燃料的输送方案，利用燃料箱输送管的三轴对称特性，保证了三台发动机燃料流量特性更加均匀。
三轴对称的液氧输送分支管及燃料箱输送管，不仅能够实现液氧、燃料输送流量的均匀性，同时相同的液氧、燃料输送管路进行对称设置能够减少输送管路的多样性，降低输送管路的加工成本。
液氧输送管路组件的液氧输送主管只需要1个氧主管补偿器，液氧输送分支管各只需要1个氧分支管补偿器，液氧输送管路组件总共只需要4个补偿器就能满足液氧输送管路组件的要求，减少了补偿器的使用数量。
燃料箱采用富燃燃气增压，与燃料箱采用昂贵的氦气增压相比，降低了燃料增压系统的成本，其仅使用发动机燃烧的富燃燃气就能实现燃料箱的增压，简化了燃料增压系统结构。
燃料箱采用富燃燃气增压，相比于采用氦气瓶增压，无需使用氦气瓶，节省了生产氦气瓶的生产成本，同时减轻了火箭的整体重量，提高了火箭的运载能力。
在氧箱出口设置防漩防塌装置，并将防漩、防塌装置进行一体化设计，解决了液氧箱出流末期，出流口产生夹气、漩涡、塌陷等问题。通过焊接方式将防漩叶片、防塌圆锥、出流口加工成形，同时将防漩防塌装置从液氧箱分离出来，简化了液氧箱的内部结构，使其便于加工制造。
燃料箱采用四路增压电磁阀+孔板来对燃料箱的气枕压力进行精准控制。
利用地面的氦气源对液氧回流管进行氦引射，利用氦引射实现液氧的强制循环预冷。减压阀实现了氦引射入口压力和流量的恒定，两个氦引射电磁阀(K5和K6)实现了氦引射的冗余控制。本发明采用氦引射强制液氧循环预冷，液氧推进剂消耗量少，预冷效果好，避免了液氧推进剂的大量消耗，提高了火箭的运载能力。
液氧箱采用氧箱保险阀对液氧箱的气枕压力进行控制，增压流量较大，在飞行过程中氧箱保险阀大约打开4至5次左右。减少了氧箱保险阀的打开次数，提高了氧箱保险阀的可靠性，提高了氧箱保险阀的使用寿命。同时氧箱保险阀打开的次数也能保证液氧箱的增压压力，避免了液氧箱增压能力不足的风险。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (10)
1.一种增压输送系统，用于液体运载火箭，其特征在于，包括液氧箱(1)、燃料箱(2)、发动机(3)、液氧输送管路组件(4)、燃料输送管路组件(5)、液氧增压系统(6)和燃料增压系统(7)；
所述液氧箱(1)底部设有氧箱出口(11)，所述液氧输送管路组件(4)包括液氧输送主管(43)、多通结构(44)、液氧输送分支管(46)；所述液氧输送主管(43)穿设于所述燃料箱(2)中，且所述液氧输送主管(43)的两端分别和所述氧箱出口(11)及所述多通结构(44)的入口连接，所述液氧分支管的两端分别和所述多通结构(44)的出口及所述发动机(3)的入口连接；所述多通结构(44)位于所述燃料箱(2)外；
所述燃料输送管路组件(5)包括燃料箱输送管(52)，所述燃料箱输送管(52)的两端分别和所述燃料箱(2)的出口及所述发动机(3)的入口连接；
所述液氧增压系统(6)为开式氧自生增压系统，所述燃料增压系统(7)为闭式富燃燃气增压系统。
2.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，所述发动机(3)的数量为3台以上，所述多通结构(44)的出口数量、所述液氧分支管的数量及所述燃料箱输送管(52)的数量均与所述发动机(3)的数量对应设置；或者，所述燃料输送管路组件(5)还包括燃料输送管补偿器(51)，所述燃料输送管补偿器(51)分别设在所述燃料箱输送管(52)上。
3.如权利要求2所述的增压输送系统，其特征在于，所述燃料箱(2)设有贯穿的隧道管(21)，所述液氧输送主管(43)设于所述隧道管(21)内；
所述液氧输送管路组件(4)还包括氧主管补偿器(42)、氧分支管补偿器(45)及蓄压器(47)；所述氧主管补偿器(42)分别与氧箱出口(11)及所述液氧输送主管(43)连接；每个所述液氧输送分支管(46)上分别设有一个所述氧分支管补偿器(45)，所述氧分支管补偿器(45)的两端分别和所述液氧输送分支管(46)及所述多通结构(44)的出口连接；所述蓄压器(47)分别设在所述发动机(3)的入口处，并与所述液氧输送分支管(46)连接。
4.如权利要求3所述的增压输送系统，其特征在于，所述液氧输送管路组件(4)还包括防漩防塌装置(41)，所述防漩防塌装置(41)设在所述氧箱出口(11)处，并与所述氧主管补偿器(42)连接。
5.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，所述液氧增压系统(6)包括液氧加温蒸发器(61)、氧自生增压管路(62)、氧箱消能器(63)及氧箱保险阀(64)；所述液氧加温蒸发器(61)分别连接于所述发动机(3)，且分别通过管路与所述氧自生增压管路(62)连接；所述氧箱消能器(63)设在所述液氧箱(1)的气枕内，并与所述氧自生增压管路(62)连接；所述氧箱保险阀(64)设在所述液氧箱(1)的外壁，并与所述液氧箱(1)的气枕连通。
6.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，所述燃料增压系统(7)包括富燃燃气降温器(71)、第一过滤器(73)、增压控制组件、燃料箱消能器(711)、燃料箱保险阀(710)及燃料增压管路(72)；所述富燃燃气降温器(71)分别与所述发动机(3)连接，并通过管路与所述燃料增压管路(72)连接；所述燃料箱消能器(711)设在所述燃料箱(2)的气枕内，并与所述燃料增压管路(72)连接；所述第一过滤器(73)和所述增压控制组件串接在所述富燃燃气降温器(71)和所述燃料箱消能器(711)之间的所述燃料增压管路(72)上，且所述第一过滤器(73)靠近所述富燃燃气降温器(71)一侧设置；所述燃料箱保险阀(710)设在所述燃料箱(2)的外壁，并与所述燃料箱(2)的气枕连通。
7.如权利要求6所述的增压输送系统，其特征在于，所述增压控制组件包括燃料箱压力传感器(79)、燃料箱增压控制器(78)及并接的4个控制阀单元；所述燃料箱压力传感器(79)用于检测所述燃料箱(2)的气枕内的压力，并将压力检测结果传递给所述燃料箱增压控制器(78)，燃料箱(2)控制器根据所述压力检测结果分别对4个所述控制阀单元进行控制；
所述4个控制阀单元分别是：
第一控制阀单元，包括串接的第一控制阀(K1)和第一孔板(77)；
第二控制阀单元，包括串接的第二控制阀(K2)和第二孔板(76)；
第三控制阀单元，包括串接的第三控制阀(K3)和第三孔板(75)；
第四控制阀单元，包括串接的第四控制阀(K4)和第四孔板(74)。
8.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，还包括氦引射循环预冷系统(8)，所述氦引射循环预冷系统(8)包括氦引射组件和液氧回流管(86)；所述液氧回流管(86)的两端分别和所述液氧箱(1)的后底及所述发动机(3)连通；所述氦引射组件包括通过管路依次连接设置的氦气源(81)、第二过滤器(82)、减压阀(83)、氦引射控制阀组、第七控制阀(K7)、地面插拔连接器(84)及氦引射器(85)；所述氦引射器(85)与所述液氧回流管(86)连通；所述氦引射控制阀组包括并接的第五控制阀(K5)和第六控制阀(K6)；所述第七控制阀(K7)设在所述氦引射器(85)及所述发动机(3)之间的所述液氧回流管(86)上。
9.一种液体运载火箭，其特征在于，包括如权利要求1至8任意一项所述的增压输送系统。
10.一种权利要求1所述的增压输送系统的控制方法，其特征在于，所述液氧增压系统(6)包括液氧加温蒸发器(61)、氧自生增压管路(62)、氧箱消能器(63)及氧箱保险阀(64)；所述液氧加温蒸发器(61)分别连接于所述发动机(3)，且分别通过管路与所述氧自生增压管路(62)连接；所述氧箱消能器(63)设在所述液氧箱(1)的气枕内，并与所述氧自生增压管路(62)连接；所述氧箱保险阀(64)设在所述液氧箱(1)的外壁，并与所述液氧箱(1)的气枕连通；
所述增压输送系统的控制方法包括液氧增压系统控制逻辑：
S11、控制所述发动机(3)点火；
S12、所述氧箱保险阀(64)检测所述液氧箱(1)的气枕压力，得到液氧箱气枕压力检测结果；
S13、判断实际飞行时间是否在预设飞行时间范围内，若否，则结束；
若是，判断所述液氧箱气枕压力检测结果是否不小于氧箱保险阀关闭压力，若否，则关闭所述氧箱保险阀(64)；若是，则判断所述液氧箱气枕压力检测结果是否小于氧箱保险阀打开压力，若是，则保持当前所述氧箱保险阀(64)状态不变，若否，则打开所述氧箱保险阀(64)；
S14、重复执行步骤S12和步骤S13。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311572007.6A CN117569948A (zh) | 2023-11-23 | 2023-11-23 | 增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202311572007.6A CN117569948A (zh) | 2023-11-23 | 2023-11-23 | 增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN117569948A true CN117569948A (zh) | 2024-02-20 |
Family
ID=89860358
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202311572007.6A Pending CN117569948A (zh) | 2023-11-23 | 2023-11-23 | 增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN117569948A (zh) |
Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1276533A (fr) * | 1960-11-15 | 1961-11-17 | United Aircraft Corp | Système d'alimentation en agents propulsifs liquides et de réglage du moteur d'une fusée |
| CN202914201U (zh) * | 2012-10-17 | 2013-05-01 | 北京强度环境研究所 | 火箭贮箱出流管理装置 |
| RU145662U1 (ru) * | 2014-05-30 | 2014-09-27 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Российский государственный университет нефти и газа имени И.М. Губкина" | Тройник для соединения трубопровода |
| US20180128170A1 (en) * | 2016-11-04 | 2018-05-10 | Senior Ip Gmbh | Spherical Compensator Junction Assembly for High Pressure Ducting System |
| CN111102099A (zh) * | 2019-11-18 | 2020-05-05 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种消漩防塌过滤一体化装置 |
| CN113378291A (zh) * | 2021-05-13 | 2021-09-10 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种基于声学单元的液路固有频率仿真方法 |
| CN217356043U (zh) * | 2021-09-02 | 2022-09-02 | 朱海峰 | 一种矿井排水用多向管路连接结构 |
| 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 |
| CN116255277A (zh) * | 2022-12-17 | 2023-06-13 | 西安航天动力试验技术研究所 | 用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法 |
| CN116296421A (zh) * | 2022-12-30 | 2023-06-23 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭氧箱动力系统试车增补压装置及方法 |
-
2023
- 2023-11-23 CN CN202311572007.6A patent/CN117569948A/zh active Pending
Patent Citations (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1276533A (fr) * | 1960-11-15 | 1961-11-17 | United Aircraft Corp | Système d'alimentation en agents propulsifs liquides et de réglage du moteur d'une fusée |
| CN202914201U (zh) * | 2012-10-17 | 2013-05-01 | 北京强度环境研究所 | 火箭贮箱出流管理装置 |
| RU145662U1 (ru) * | 2014-05-30 | 2014-09-27 | федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Российский государственный университет нефти и газа имени И.М. Губкина" | Тройник для соединения трубопровода |
| US20180128170A1 (en) * | 2016-11-04 | 2018-05-10 | Senior Ip Gmbh | Spherical Compensator Junction Assembly for High Pressure Ducting System |
| CN111102099A (zh) * | 2019-11-18 | 2020-05-05 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种消漩防塌过滤一体化装置 |
| CN113378291A (zh) * | 2021-05-13 | 2021-09-10 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种基于声学单元的液路固有频率仿真方法 |
| CN217356043U (zh) * | 2021-09-02 | 2022-09-02 | 朱海峰 | 一种矿井排水用多向管路连接结构 |
| CN116255277A (zh) * | 2022-12-17 | 2023-06-13 | 西安航天动力试验技术研究所 | 用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法 |
| 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 |
| CN116296421A (zh) * | 2022-12-30 | 2023-06-23 | 北京天兵科技有限公司 | 一种火箭氧箱动力系统试车增补压装置及方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 孙礼杰;樊宏湍;刘增光;张亮;: "低温推进剂火箭发动机预冷方案研究", 上海航天, vol. 29, no. 4, 31 December 2012 (2012-12-31), pages 41 - 48 * |
| 范瑞祥;田玉蓉;黄兵;: "新一代运载火箭增压技术研究", 火箭推进, vol. 38, no. 04, 31 August 2012 (2012-08-31), pages 9 - 16 * |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN109630320B (zh) | 用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件 | |
| CN116025483A (zh) | 运载火箭增压系统及运载火箭 | |
| CN103298675A (zh) | 真空管运输系统 | |
| CN219242065U (zh) | 一种运载火箭的输送、加注集成系统 | |
| CN107762663B (zh) | 一种集推进和补加功能一体化的空间推进系统 | |
| US20230167949A1 (en) | Device for regulating the pressure of an aircraft cryogenic fuel tank | |
| US20060042606A1 (en) | LPG vehicular liquid transfer system | |
| CN114291300B (zh) | 地月往返飞行器推进系统 | |
| 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 | |
| CN111207008A (zh) | 推进剂交叉输送管路内剩余推进剂排放装置及方法 | |
| 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 | |
| CN219243349U (zh) | 一种火箭煤油箱地面动力系统试车增补压系统 | |
| CN117823296A (zh) | 一种可回收液体运载火箭增压输送系统 | |
| CN111271193A (zh) | 一种低温液体火箭推进剂管路控制系统及液体火箭发动机 | |
| RU2539411C2 (ru) | Способ опорожнения участка магистрального трубопровода от газа и устройство для его осуществления | |
| CN112455702B (zh) | 一种燃油供应系统及飞行器 | |
| CN114087540A (zh) | 一种高效移动式气液双模氢燃料加注装置 | |
| CN110748437B (zh) | 一种推进剂输送系统 | |
| CN211500824U (zh) | 液体火箭推力控制系统、液体火箭 | |
| CN211777744U (zh) | 推进剂交叉输送管路内剩余推进剂排放装置 | |
| CN114408222A (zh) | 气动增压发动机系统 | |
| CN117869120A (zh) | 一子级火箭及其增压输送系统和控制方法 | |
| CN111005823A (zh) | 液体火箭推力控制系统、液体火箭 | |
| CN217401028U (zh) | 液体火箭回流预冷装置 | |
| CN117685132A (zh) | 一种液体运载火箭的二级增压预冷系统 |
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 |