CN117823296A - 一种可回收液体运载火箭增压输送系统 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供了一种可回收液体运载火箭增压输送系统，包括共底设置的一级液氧箱和一级燃料箱，一级燃料箱的下方设置有若干个一级发动机，一级发动机与一级燃料箱相连接；液氧输送系统包括两个液氧输送结构和一个注气式蓄压器；一级液氧箱的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰；液氧输送结构连接在液氧箱输送法兰上；注气式蓄压器的底部通过液氧三通连接在两个液氧输送结构上，且注气式蓄压器对液氧输送系统进行POGO抑制。满足一字级火箭发射回收过程中的增压与推进剂输送的功能。本发明的结构设置合理，实现侧壁对称输送，防止因液氧泄露而导致氧气、燃料气混合而导致的爆炸问题，解决现有技术中输送管会影响火箭稳定性和平稳性的技术不足。
Description
技术领域
本发明涉及航天技术领域，具体涉及一种可回收液体运载火箭增压输送系统。
背景技术
火箭是世界各国进行太空活动的主要运载工具，具大多数的火箭发动机及箭体都是一次性的，研究表明，发生质量1kg的物质上天，成本高达1-2万美元，如此高昂的成本，极大限制了各国航天工程发展的进程，可回收和重复使用的火箭，一方面可以节约航天探索开发成本和缩短项目的研制周期，另一方面也可以应对能源危机和建设可持续发展生态环境的要求。
2016年，美国SPACEX公司“猎鹰9”运载火箭实现了世界上首次在海上平面对一子级火箭发动机的垂直回收，其中传统构型运载火箭的回收关键技术，可分为三种：降落伞回收式、垂直返回式和滑翔返回式。
降落伞回收式：
伞降回收的基本原理是利用多级降落伞进行逐级气动减速，最终以缓冲气囊实现安全回收。伞降回收式的关键技术表现在大型群伞和气囊的设计上，缓冲气囊的设计关键在于降落缓冲过程中排气速度的控制技术。要实现运载火箭的安全定点回收，仅依赖多级群伞的缓冲作用还是不够的，还需要设计精准的姿态控制技术。伞降回收式技术虽然着陆精度较差，但是技术相对成熟，可靠性较高。
垂直返回式：
垂直返回式又称之为动力反推垂直着陆技术，其在低空段主要采用发动机推力主动反推实现减速，最后垂直降落。“猎鹰9”运载火箭的回收方式就是垂直返回式。该方案主要有以下关键技术：一是泵压式发动机大范围推力调节技术；二是返回过程高精度控制技术，满足返回过程姿态控制、返回着陆点位置控制和垂直姿态控制等要求；三是在滑行阶段实现推进剂重定位及其推进剂沉底和无发动机工作时氧燃箱的补压。垂直式返回技术可实现定点安全回收，但系统复杂，技术难度较大，仍有诸多关键技术待攻关。
滑翔返回式：
滑翔返回式的技术难度相对较低，但对着陆场地跑道有一定要求，回收落点的精度较差，且由于缺乏缓冲装置，箭体的结构完整性保障程度较低。
我国对火箭回收和重复使用技术的研究起步较晚。与国外的先进水平比较，尤其是与美国相比，还存在较大的差距。无论是从国家安全战略出发建设航天强国，还是在商业航天领域抢占国际市场，我国都应重点发展一子级火箭的回收和重复使用技术。火箭的回收和重复使用是一项多学科的复杂性系统工程，有诸多的难点需要攻破，如滑行过程中推进剂管理、实现推进剂沉底、防止发动机气蚀等关键难题。因此开展一子级火箭的回收工程应用研究，具有迫切需求和重大意义。
中国专利公开号为：CN219368551U，专利名称为：一种中型运载火箭可回收一子级及中型运载火箭，属于航天技术领域，包括：结构部段、姿态控制执行机构以及电气设备；姿态控制执行机构包括栅格舵和冷气喷射系统；结构部段包括一子级箭体、着陆机构、多机并联主发动机系统和推进剂供应系统；多机并联主发动机系统配置成在一子级箭体上升阶段全部点火工作，在一子级箭体回收阶段至少1台发动机按照设计时序点火工作。
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：其液氧和燃料输送管的设置均采用燃料隧道形式，其虽然可以满足一般情况的使用需求，但是不利于防止输送管内的液氧泄露造成火箭爆炸的风险，从而会影响火箭的稳定性，同时在输送时，不能有效的保持输送管的重心位置，影响火箭的平稳性，也不利于对液氧输送管的后期安装及维护操作，故而适用性和实用性受到限制。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种可回收液体运载火箭增压输送系统，旨在解决现有技术中输送管会影响火箭稳定性和平稳性的技术不足。
本发明实施例提供了一种可回收液体运载火箭增压输送系统，包括共底设置的一级液氧箱和一级燃料箱，所述一级液氧箱设置在所述一级燃料箱的上方，所述一级燃料箱的下方设置有若干个一级发动机，所述一级发动机通过所述液氧输送系统与所述一级液氧箱相连接、所述一级发动机通过所述燃料增压结构与所述一级燃料箱相连接；
所述液氧输送系统包括两个结构相同的液氧输送结构和一个注气式蓄压器；
所述一级液氧箱的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰；
所述液氧输送结构连接在所述液氧箱输送法兰上；
所述一级发动机分别连接在两个所述液氧输送结构上；
所述注气式蓄压器的底部通过液氧三通连接在两个所述液氧输送结构上，且所述注气式蓄压器用于对两个所述液氧输送结构进行POGO抑制。
进一步优选为：所述液氧输送结构包括一个液氧输送主管、一个多通连接件、若干个液氧输送分支管；
所述液氧输送主管的顶端连接在所述液氧箱输送法兰上，所述液氧输送主管的底端连接在所述多通连接件的主管上；
所述液氧输送分支管的一端连接在所述多通连接件的分管上，且另一端连接在所述一级发动机上。
进一步优选为：所述一级液氧箱内的共底处设置有防晃装置；
所述一级液氧箱内还设置有防漩防塌装置，所述防漩防塌装置设置在防晃装置的下方；
所述防晃装置包括至少三个一端固定在一起的防塌单元模块，所述防塌单元模块的底面为与所述一级液氧箱后底形状相同的弧形设置；
所述防塌单元模块上设置有若干个小孔，且所述防塌单元模块底面靠近外侧边缘处设置有凹槽，所述防塌单元模块固定在所述一级液氧箱的后底后所述凹槽与所述一级液氧箱的后底形成圆孔；
所述防漩防塌装置设置在所述液氧箱输送法兰的入口处。
进一步优选为：所述防漩防塌装置包括前圆锥、后圆锥和防漩板；
所述前圆锥和所述后圆锥的圆形面固定连接；
所述防漩板固定在所述后圆锥的锥面上；
所述前圆锥和与所述后圆锥的中心和锥面上均设置有相连通的导流孔；
所述防漩板抵接在所述液氧箱输送法兰的入口内壁上限位。
进一步优选为：所述多通连接件的内部设置有多通防漩防塌组件。
进一步优选为：所述多通防漩防塌组件包括呈十字形或Y字形的防漩架和设置在防漩架中部且为中空的倒锥形防塌板；
所述倒锥形防塌板上设置有上下通透的引流孔。
进一步优选为：所述一级发动机上设置有高温氧气自生增压器；
所述一级液氧箱的内壁顶部固定有氧箱消能器；
所述高温氧气自生增压器通过氧气增压管路与所述氧箱消能器相连接。
进一步优选为：所述一级液氧箱上设置有氧箱保险阀和氧箱气枕压力传感器。
进一步优选为：所述燃料增压结构包括燃料消能器、燃料增压管路、燃料箱增压转接头、燃料箱保险阀、燃料箱气枕压力传感器和燃料气自生增压器；
所述燃料消能器固定在所述一级燃料箱内；
所述燃料气自生增压器连接在所述一级发动机上；
所述燃料增压管路的底端连接在所述燃料气自生增压器上；
所述燃料箱增压转接头固定在所述燃料增压管路的顶端；燃料箱保险阀和所述燃料箱气枕压力传感器设置在所述燃料箱增压转接头上；
所述燃料消能器与所述燃料箱增压转接头相连接。
进一步优选为：所述注气式蓄压器的底部和顶部均设置有注气式电磁阀；
所述注气式蓄压器的顶部连接有充气管；
所述充气管上串接有气体过滤器、插拔式连接器和单向阀。
上述技术方案具有如下有益效果：
1.本发明的结构设置合理，在一级液氧箱的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰，实现侧壁对称输送，并且一级发动机分别连接在所述液氧输送结构上，从而也可以实现多通连接，可以有效的防止因液氧泄露而导致氧气、燃料气混合而导致的爆炸问题，有利于提高使用稳定性，解决了现有技术中输送管会影响火箭稳定性和平稳性的技术不足；
2.由于是侧边输送，不仅解决了输送管液氧泄露导致的安全风险问题，同时也可以解决第一液氧箱中液氧流出的问题，有利于提高使用平稳性；
3.液氧输送系统包括两个结构相同的液氧输送结构和一个注气式蓄压器，输送时可以有效保持输送管的重心位置，提高火箭的平稳性；
4.液氧输送结构连接在所述液氧箱输送法兰上，其液氧输送结构分布在第一液氧箱外侧，不仅降低了液氧输送管穿燃料箱的研制难度，而且也有利于降低液氧输送结构的后期安装、维护及修改操作，降低后期维护成本；
5.一级液氧箱内还设置有防漩防塌装置，防漩防塌装置包括前圆锥、后圆锥和防漩板，利用上述组合，可有效抑制液氧后期产生的旋涡及其液氧塌陷，且后圆锥能够防止液氧在出流过程中的空化现象，有利于提高流出有效性和平稳性；
6.一级液氧箱内的共底处设置有防晃装置，能够有效起到抑制液氧晃动的作用，提高整体结构的使用平稳性；
7.多通连接件的内部设置有多通防漩防塌组件，不仅能够避免液氧经过多通连接件时在多通连接件内产生螺旋流，同时也可以抑制液氧在输送过程中产生旋涡，可以将液氧输送管路中的液氧充分利用干净；
8.采用两个结构相同的液氧输送结构，且液氧输送结构包括一个液氧输送主管、一个多通连接件、若干个液氧输送分支管；不但可以有效的缩小单根液氧输送主管的直径，降低液氧输送主管的加工难度；
9.设置有一个注气式蓄压器，注气式蓄压器的底部通过液氧三通连接在两个所述液氧输送结构上，可以同时给两个液氧输送结构进行POGO抑制，提高使用平稳性；
10.在注气式蓄压器的底部和顶部均设置有注气式电磁阀，在充气期间打开注气式电磁阀，将多余的气体直接排除，保证了注气式蓄压器的气腔容积V恒定，而且实现了发射前一次性充气，保证了注气式蓄压器的PV值恒定，有利于提高使用平稳性和可靠性；
11.注气式蓄压器在回收时打开注气式电磁阀进行排气、排液，排气和排液完成后注气式电磁阀进行关闭，在第二次一级发动机起动前对注气式蓄压器的气体进行排放至火箭外，有利于防止注气式蓄压器的气体在滑行零重力条件下进入一级发动机内导致一级发动机气蚀。
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为本发明实施例中增压输送系统原理示意图；
图2为本发明实施例中一子级火箭发射回收过程示意图；
图3为本发明实施例中一子级火箭发射过程图；
图4为本发明实施例中一子级火箭回收过程图；
图5为本发明实施例中增压输送系统三维结构示意图；
图6为本发明实施例中增压输送系统二维结构示意图；
图7为本发明实施例中一级液氧箱中液氧输送系统接口处局部三维结构图；
图8为本发明实施例中液氧输送系统的整体三维结构图；
图9为本发明实施例中液氧输送结构的整体三维结构图；
图10为本发明实施例中多通连接件的整体三维结构图；
图11为本发明实施例中多通防漩防塌组件的三维结构图；
图12为本发明实施例中多通连接件的剖示三维结构图；
图13为本发明实施例中一级液氧箱的三维结构示意图；
图14为本发明实施例中防漩防塌装置的三维结构示意图；
图15为本发明实施例中防漩防塌装置的剖示三维结构示意图；
图16为本发明实施例中防漩防塌装置的剖示结构示意图。
附图标记：
1、一级液氧箱；
2、一级燃料箱；
3、一级发动机；
4、液氧输送系统；41、液氧输送结构；411、液氧输送主管；412、多通连接件；413、液氧输送分支管；42、注气式蓄压器；
5、燃料增压结构；51、燃料消能器；52、燃料增压管路；53、燃料箱增压转接头；54、燃料箱保险阀；55、燃料箱气枕压力传感器；56、燃料气自生增压器；
6、液氧箱输送法兰；
7、液氧三通；
8、防晃装置；
9、防漩防塌装置；91、前圆锥；92、后圆锥；93、防漩板；94、导流孔；
10、多通防漩防塌组件；101、防漩架；102、倒锥形防塌板；103、引流孔；
11、高温氧气自生增压器；
12、氧箱消能器；
13、氧气增压管路；
14、氧箱保险阀；
15、氧箱气枕压力传感器；
16、注气式电磁阀；
17、充气管；
18、气体过滤器；
19、插拔式连接器；
20、单向阀。
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至图16所示，一种可回收液体运载火箭增压输送系统，包括共底设置的一级液氧箱1和一级燃料箱2，一级液氧箱1设置在一级燃料箱2的上方，一级燃料箱2的下方设置有若干个一级发动机3，本实施例中，一级液氧箱1和一级燃料箱2和一级发动机3均为现有技术的常规结构，故未详细记载。
如图1、图5和图6所示，一级发动机3通过液氧输送系统4与一级液氧箱1相连接、一级发动机3通过燃料增压结构5与一级燃料箱2相连接；
如图1所示，燃料增压结构5包括燃料消能器51、燃料增压管路52、燃料箱增压转接头53、燃料箱保险阀54、燃料箱气枕压力传感器55和燃料气自生增压器56。在使用时，燃料消能器51固定在一级燃料箱2内；燃料气自生增压器56连接在一级发动机3上；燃料增压管路52的底端连接在燃料气自生增压器56上；燃料箱增压转接头53固定在燃料增压管路52的顶端；燃料箱保险阀54和燃料箱气枕压力传感器55设置在燃料箱增压转接头53上；燃料消能器51与燃料箱增压转接头53相连接。在使用时，燃料气自生增压器56产生的高温燃料气经燃料增压管路52、燃料箱增压转接头53、燃料消能器51给一级燃料箱2进行箭上增压。
在一级飞行过程中，当一级燃料箱2气枕压力高于燃料箱保险阀54的打开压力时，燃料箱保险阀54打开，当一级燃料箱2气枕压力低于燃料箱保险阀54的关闭压力时，燃料箱保险阀54关闭。
并且在实际应用过程中，如图1所示，一级发动机3上设置有高温氧气自生增压器11；一级液氧箱1的内壁顶部固定有氧箱消能器12；高温氧气自生增压器11通过氧气增压管路13与氧箱消能器12相连接。一级液氧箱1上设置有氧箱保险阀14和氧箱气枕压力传感器15。其中，一级液氧箱1采用自生增压，通过高温氧气自生增压器11产生的高温氧气经氧气增压管路13、氧箱消能器12给一级液氧箱1进行箭上增压。
在一级飞行过程中，当一级液氧箱1气枕压力高于氧箱保险阀14的打开压力时，氧箱保险阀14打开，当气枕压力低于氧箱保险阀14关闭压力时，氧箱保险阀14关闭。
如图1、图5、图6、图7和图8所示，在安装时，液氧输送系统4包括两个结构相同的液氧输送结构41和一个注气式蓄压器42；一级液氧箱1的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰6；液氧输送结构41连接在液氧箱输送法兰6上；一级发动机3分别连接在两个液氧输送结构41上；注气式蓄压器42的底部通过液氧三通7连接在两个液氧输送结构41上，且注气式蓄压器42用于对两个所述液氧输送结构41进行POGO抑制。其在一级液氧箱1的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰6，配合两个结构相同的液氧输送结构41，可以防止输送管内液氧的泄露而造成火箭爆炸的风险，有利于提高火箭的稳定性。
POGO效应是指在火箭飞行过程中，由于液体推进剂系统中的液体在加速过程中产生的脉动压力，导致火箭液氧输送系统产生振动的现象。这种液氧输送系统振动会对火箭结构的稳定性和控制性造成不利影响，甚至可能对火箭结构造成损坏。因此，为了抑制POGO效应，本实施例采用注气式蓄压器等装置来增加推进剂的可压缩性，降低液氧(推进剂)的分布弹性，从而降低推进剂输送系统的固有频率，保证液氧输送系统固有频率与箭体结构固有频率相互错开，实现POGO抑制的目的，同时增加POGO抑制装置，能够有效降低液体推进剂系统中的压力脉动峰值，从而提高火箭的液氧输送系统的平稳性。液氧输送系统特殊的振动现象因振动方向为纵向，和一种弹跳玩具POGO stick非常相似，故命名为POGO振动，有时也简称为POGO。
如图1所示，在实际应用过程中，注气式蓄压器42的底部和顶部均设置有注气式电磁阀16；注气式蓄压器42的顶部连接有充气管17；充气管17上串接有气体过滤器18、插拔式连接器19和单向阀20。注气式蓄压器42在回收时打开注气式电磁阀16进行排气、排液，排气和排液完成后注气式电磁阀16进行关闭，在第二次一级发动机3起动前对注气式蓄压器42的气体进行排放至火箭外，有利于防止注气式蓄压器42的气体在滑行零重力条件下进入一级发动机3内导致一级发动机3气蚀。
其POGO抑制的具体过程如下：
火箭点火前-t12时刻，地面氦气经气体过滤器18、插拔式连接器19、单向阀20不断向注气式蓄压器42注入氦气。
火箭点火前-t12时刻，打开注气式电磁阀16(K2)，注气式蓄压器42在充气过程中，液氧不断下降，当注气式蓄压器42内液氧液位下降至注气式蓄压器42底部时，增压气体从注气式蓄压器42内、注气式电磁阀16(K2)直排大气，实现注气式蓄压器42充气容积V定值，此时注气式蓄压器42内液氧压力Px等于P0+Pyz。其中Pyz＝ρgh，因此注气式蓄压器42内液氧压力Px＝PY+ρgh。
其中：
Px代表氧箱增压前蓄压器内压力，单位：Pa；
PY为氧箱气枕压力，单位：Pa；
ρ为液氧密度，取值1136，单位：kg/m3；
h为氧箱内液氧液位与蓄压器的高度，单位：m；
g为重力加速度，单位：m/s2；
通过在注气式蓄压器42底部安装注气式电磁阀16，在-t12注气式蓄压器42充气期间同时打开注气式电磁阀16(K2)，将多余的气体经注气式电磁阀16(K2)直排大气，保证了注气式蓄压器42的气腔容积V恒定。
根据公式计算在时间-t12～-t13注气式蓄压器42内的压力Px恒定。
本实施例通过简单的结构实现了注气式蓄压器42发射前一次性充气，且能够保注气式蓄压器42内的气腔PV值恒定。
在一级飞行过程中，注气式电磁阀16(K2)一直保持关闭状态。
火箭发射前对注气式蓄压器42进行一次性充气，飞行过程中对注气式蓄压器42进行充气。
火箭起飞时，插拔式连接器19脱开，地面不再给箭上注气式蓄压器42供应氦气。
火箭点火前-t12气体充入注气式蓄压器42，火箭点火前-t13停止充气，火箭氧箱射前增压在火箭点火前-t13进行，一级液氧箱1气枕压力上升，注气式蓄压器42内的压力上升，因为PV值恒定，因此注气式蓄压器42内气腔容积减少。
通过向一级液氧箱1内进行射前增压，提高一级液氧箱1的气枕压力，从而提高注气式蓄压器42的气枕压力，达到注气式蓄压器42气腔容积变小的目的，注气式蓄压器42气腔容积变下，能够有效抑制注气式蓄压器42内气体在一级发动机3工作阶段气体进入一级发动机3从而引起一级发动机3气蚀现象。
注气式电磁阀16(K1)t2时刻打开排气、排液，于t3时刻停止排气、排液。第二次一级发动机3起动前对注气式蓄压器42的气体进行排放至火箭外。
t2时刻至t3时刻对注气式蓄压器42的气体进行排气、排放，防止注气式蓄压器42的气体在t2时刻至t5时刻零重力条件下进入一级发动机3导致发动机气蚀。
如图2至图4所示，一子级火箭发射、回收过程如下：
a)-t12时刻为一级发动机3点火前-10min时刻。
b)-t13时刻为一级发动机3点火前-5min时刻。
c)t0时刻为一级发动机3第一次点火时刻。
d)t1时刻为一子级火箭穿过大气层时刻，也被称之为最大动压点时刻。
e)t2时刻为一级发动机3第一次关机时刻。
f)t0时刻至t2时刻一子级火箭第一次点火飞行阶段，也是火箭发射阶段。
g)t3时刻为一子级火箭转向阶段，利用辅助动力系统实现火箭的转向。
h)t4时刻为一子级火箭降落伞打开时刻，打开降落伞，利用降落伞的阻力增加一子级火箭在漂浮过程中的阻力，从而增加一子级火箭的过载，实现一级液氧箱1、一级燃料箱2内的推进剂重定位，为火箭第二次点火做准备。
i)t5时刻为一子级火箭第二次点火时刻，一级发动机3点火降低火箭下落的速度，防止火箭以较大的速度再入大气层。
j)t6时刻为一子级火箭第二次关机时刻一级发动机3关机，t6时刻对降落伞进行切断抛弃。t6时刻发生在火箭再入大气层后。
k)t5时刻至t6时刻一级发动机3进行点火，目的是对火箭进行减速，降低火箭再入大气层的速度，减少火箭再入大气层时受到的动压。
l)t7时刻为一子级火箭自由落体时刻，此时一级发动机3不进行点火。
m)t8时刻为一子级火箭第三次点火着陆，此时火箭的一级发动机3进行点火。
n)t6时刻至t8时刻火箭不进行点火，火箭做自由落体运动。
o)t9时刻火箭的一级发动机3第三次关机，火箭安全着陆。
t8时刻至t9时刻火箭进行第三次点火，降低火箭下降的速度，实现火箭的安全着陆。
如图1、图5、图6、图8和图9并且在实际应用过程中，液氧输送结构41包括一个液氧输送主管411、一个多通连接件412、若干个液氧输送分支管413；在安装时，液氧输送主管411的顶端连接在液氧箱输送法兰6上，液氧输送主管411的底端连接在多通连接件412的主管上；液氧输送分支管413的一端连接在多通连接件412的分管上，且另一端连接在一级发动机3或液氧三通7上。采用上述结构，可以使一级液氧箱1内的液氧平均出流，能够有效防止一级液氧箱1中液氧坍塌，且采用了对称模式进行管路布置，能够使整体液氧输送系统4的输送管重心保持在正中心，有利于提高整体的输送的平稳性和可靠性。
如图1、图6、图7和图13所示，一级液氧箱1内的共底处设置有防晃装置8；可以有效抑制液氧的晃动，提高输送的平稳性。一级飞行过程中，一级液氧箱1中液氧经防晃装置8、防漩防塌装置9、液氧输送主管411、一个多通连接件412和若干个液氧输送分支管413流入一级发动机3内。
其中，防晃装置8包括至少三个一端固定在一起的防塌单元模块，防塌单元模块的底面为与一级液氧箱1后底形状相同的弧形设置；较佳地，防塌单元模块数量为3个至8个，有利于兼顾重量和液氧防晃效果。
每个防塌单元模块上设置有若干个小孔，干个小孔可设置在一排或者两排，可选的，上面一排小孔的数量多于下面一排小孔的数量，且防塌单元模块底面靠近外侧边缘处设置有凹槽，防塌单元模块固定在一级液氧箱1的后底上后该凹槽与一级液氧箱1的后底形成圆孔。本实施例中，其固定方式为安装、固定、焊接在一级液氧箱1后底上。为了保证液氧的顺利出流，防塌单元模块底部靠近外侧边缘处设有凹槽，防塌单元模块的凹槽与一级液氧箱1后底形成圆孔，一级液氧箱1中剩余的推进剂能够通过凹槽与一级液氧箱1后底形成圆孔流入防漩防塌装置9中，凹槽与一级液氧箱1后底形成圆孔能够将多余氧箱区域的液氧出流干净；此外防塌单元模块设置有两排小孔，小孔能够缩减防晃装置的结构重量，同时能够起到液氧防晃的功能。
如图1、图6、图7、图13、图14、图15和图16所示，一级液氧箱1内还设置有防漩防塌装置9，防漩防塌装置9设置在防晃装置8的下方；防漩防塌装置9设置在液氧箱输送法兰6的入口处。防漩防塌装置9包括前圆锥91、后圆锥92和防漩板93；前圆锥91和后圆锥92的圆形面固定连接；圆形面上进一步设置有贯穿孔，用于贯通前圆锥91和后圆锥92；防漩板93固定在后圆锥92的锥面上；前圆锥91和与后圆锥92的中心和锥面上均设置有相连通的导流孔94；防漩板93抵接在液氧箱输送法兰6的入口内壁上限位。通过上述结构，不仅能够实现一级液氧箱1出流作用，且能够防止液氧产生漩涡，并且前圆锥91能够有效防止液氧末期产生坍塌，同时前圆锥91能够引导液氧出流，减少液氧的出流阻力。后圆锥92能够引导液氧出流流线，且后圆锥92能够防止液氧在后圆锥处产生空化，从而导致液氧夹杂气体，气体伴随液氧进入一级发动机3内，因此后圆锥92通过引导液氧出流有效防止了液氧在出流过程中的空化和夹气。
如图6、图10和图11所示，多通连接件412的内部设置有多通防漩防塌组件10。多通防漩防塌组件10包括呈十字形或Y字形的防漩架101和设置在防漩架101中部且为中空的倒锥形防塌板102；倒锥形防塌板102上设置有上下通透的引流孔103。当一级液氧箱1中推进剂液氧消耗结束时，多通连接件412内多通防漩防塌组件10能够实现液氧主输送管内的液氧出流作用，且多通防漩防塌组件10带有防漩架101能够防止液氧产生漩涡，多通连接件412带有多通防漩防塌组件10，多通防漩防塌组件10能够有效抑制液氧在多通内的塌陷，有利于提高使用平稳性和可靠性。
本实施例中，倒锥形防塌板102为倒圆锥形结构，将圆锥的平底放置于上方，将圆锥头放置于下方，圆锥平底能够有效防止多通内的液氧塌陷，圆锥能够较好地引导液氧出流，同时倒锥形防塌板102为空心，降低了整体结构的结构重量。
倒锥形防塌板102同时设有引流孔103，防止液氧在加注过程中，气泡存留在防塌结构内部，在多通防漩防塌组件10开孔能够有效防止气体蓄留在防塌装置中。
引流孔103的数量和位置可以根据需要进行加工设置，本实施例是在倒锥形的锥面上开了4个引流孔103，顶面开了4个引流孔103，底部开了一个引流孔103。
上述技术方案具有如下有益效果：
1.本发明实施例的结构设置合理，在一级液氧箱的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰，实现侧壁对称输送，并且一级发动机分别连接在液氧输送结构上，从而也可以实现多通连接，可以有效的防止因液氧泄露而导致氧气、燃料气混合而导致的爆炸问题，有利于提高使用稳定性，解决了现有技术中输送管会影响火箭稳定性和平稳性的技术不足；
2.由于是侧边输送，不仅解决了输送管液氧泄露导致的安全风险问题，同时也可以解决第一液氧箱中液氧流出的问题，有利于提高使用平稳性；
3.液氧输送系统包括两个结构相同的液氧输送结构和一个注气式蓄压器，输送时可以有效保持输送管的重心位置，提高火箭的平稳性；
4.液氧输送结构连接在液氧箱输送法兰上，液氧输送结构分布在第一液氧箱外侧，不仅降低了液氧输送管穿燃料箱的研制难度，而且也有利于降低液氧输送结构的后期安装、维护及修改操作，降低后期维护成本；
5.一级液氧箱内还设置有防漩防塌装置，防漩防塌装置包括前圆锥、后圆锥和防漩板，利用上述组合，可有效抑制液氧后期产生的旋涡及其液氧塌陷，且后圆锥能够防止液氧在出流过程中的空化现象，有利于提高流出有效性和平稳性；
6.一级液氧箱内的共底处设置有防晃装置，能够有效起到抑制液氧晃动的作用，提高整体结构的使用平稳性；
7.多通连接件的内部设置有多通防漩防塌组件，不仅能够避免液氧经过多通连接件时在多通连接件内产生螺旋流，同时也可以抑制液氧在输送过程中产生旋涡，可以将液氧输送管路中的液氧充分利用干净；
8.采用两个结构相同的液氧输送结构，且液氧输送结构包括一个液氧输送主管、一个多通连接件、若干个液氧输送分支管；不但可以有效的缩小单根液氧输送主管的直径，降低液氧输送主管的加工难度；
9.设置有一个注气式蓄压器，注气式蓄压器的底部通过液氧三通连接在两个液氧输送结构上，可以同时给两个液氧输送结构进行POGO抑制，提高使用平稳性；
10.在注气式蓄压器的底部和顶部均设置有注气式电磁阀，在充气期间打开注气式电磁阀，将多余的气体直接排除，保证了注气式蓄压器的气腔容积V恒定，而且实现了发射前一次性充气，保证了注气式蓄压器的PV值恒定，有利于提高使用平稳性和可靠性；
11.注气式蓄压器在回收时打开注气式电磁阀进行排气、排液，排气和排液完成后注气式电磁阀进行关闭，在第二次一级发动机起动前对注气式蓄压器的气体进行排放至火箭外，有利于防止注气式蓄压器的气体在滑行零重力条件下进入一级发动机内导致一级发动机气蚀。
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)
1.一种可回收液体运载火箭增压输送系统，包括共底设置的一级液氧箱(1)和一级燃料箱(2)，所述一级液氧箱(1)设置在所述一级燃料箱(2)的上方，其特征在于：
所述一级燃料箱(2)的下方设置有若干个一级发动机(3)，所述一级发动机(3)通过所述液氧输送系统(4)与所述一级液氧箱(1)相连接，所述一级发动机(3)通过所述燃料增压结构(5)与所述一级燃料箱(2)相连接；
所述液氧输送系统(4)包括两个结构相同的液氧输送结构(41)和一个注气式蓄压器(42)；
所述一级液氧箱(1)的对称侧壁上设置有液氧箱输送法兰(6)；
所述液氧输送结构(41)连接在所述液氧箱输送法兰(6)上；
所述一级发动机(3)分别连接在两个所述液氧输送结构(41)上；
所述注气式蓄压器(42)的底部通过液氧三通(7)连接在两个所述液氧输送结构(41)上，且所述注气式蓄压器(42)用于对两个所述液氧输送结构(41)进行POGO抑制。
2.根据权利要求1所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述液氧输送结构(41)包括一个液氧输送主管(411)、一个多通连接件(412)、若干个液氧输送分支管(413)；
所述液氧输送主管(411)的顶端连接在所述液氧箱输送法兰(6)上，所述液氧输送主管(411)的底端连接在所述多通连接件(412)的主管上；
所述液氧输送分支管(413)的一端连接在所述多通连接件(412)的分管上，且另一端连接在所述一级发动机(3)上。
3.根据权利要求2所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述一级液氧箱(1)内的共底处设置有防晃装置(8)；
所述一级液氧箱(1)内还设置有防漩防塌装置(9)，所述防漩防塌装置(9)设置在防晃装置(8)的下方；
所述防晃装置(8)包括至少三个一端固定在一起的防塌单元模块，所述防塌单元模块的底面为与所述一级液氧箱(1)后底形状相同的弧形设置；
所述防塌单元模块上设置有若干个小孔，且所述防塌单元模块底面靠近外侧边缘处设置有凹槽，所述防塌单元模块固定在所述一级液氧箱(1)的后底后所述凹槽与所述一级液氧箱(1)的后底形成圆孔；
所述防漩防塌装置(9)设置在所述液氧箱输送法兰(6)的入口处。
4.根据权利要求3所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述防漩防塌装置(9)包括前圆锥(91)、后圆锥(92)和防漩板(93)；
所述前圆锥(91)和所述后圆锥(92)的圆形面固定连接；
所述防漩板(93)固定在所述后圆锥(92)的锥面上；
所述前圆锥(91)和与所述后圆锥(92)的中心和锥面上均设置有相连通的导流孔(94)；
所述防漩板(93)抵接在所述液氧箱输送法兰(6)的入口内壁上限位。
5.根据权利要求3或权利要求4所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述多通连接件(412)的内部设置有多通防漩防塌组件(10)。
6.根据权利要求5所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述多通防漩防塌组件(10)包括呈十字形或Y字形的防漩架(101)和设置在防漩架(101)中部且为中空的倒锥形防塌板(102)；所述倒锥形防塌板(102)上设置有上下通透的引流孔(103)。
7.根据权利要求6所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述一级发动机(3)上设置有高温氧气自生增压器(11)；
所述一级液氧箱(1)的内壁顶部固定有氧箱消能器(12)；
所述高温氧气自生增压器(11)通过氧气增压管路(13)与所述氧箱消能器(12)相连接。
8.根据权利要求7所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述一级液氧箱(1)上设置有氧箱保险阀(14)和氧箱气枕压力传感器(15)。
9.根据权利要求1所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述燃料增压结构(5)包括燃料消能器(51)、燃料增压管路(52)、燃料箱增压转接头(53)、燃料箱保险阀(54)、燃料箱气枕压力传感器(55)和燃料气自生增压器(56)；
所述燃料消能器(51)固定在所述一级燃料箱(2)内；
所述燃料气自生增压器(56)连接在所述一级发动机(3)上；
所述燃料增压管路(52)的底端连接在所述燃料气自生增压器(56)上；
所述燃料箱增压转接头(53)固定在所述燃料增压管路(52)的顶端；燃料箱保险阀(54)和所述燃料箱气枕压力传感器(55)设置在所述燃料箱增压转接头(53)上；
所述燃料消能器(51)与所述燃料箱增压转接头(53)相连接。
10.根据权利要求1所述的一种可回收液体运载火箭增压输送系统，其特征在于：所述注气式蓄压器(42)的底部和顶部均设置有注气式电磁阀(16)；
所述注气式蓄压器(42)的顶部连接有充气管(17)；
所述充气管(17)上串接有气体过滤器(18)、插拔式连接器(19)和单向阀(20)。
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