CN220667691U - 一种低温火箭辅助动力系统及液体火箭 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种低温火箭辅助动力系统及液体火箭，包含贮箱、气瓶、通气导管和出液导管以及推力室，其中，所述贮箱设置在火箭甲烷箱的底部外侧，所述贮箱内用于放置常温推进剂；所述气瓶连通贮箱且用于对所述贮箱内部进行增压；所述通气导管的入口端与所述气瓶的出口端连接，所述通气导管的出口端与所述贮箱的入口端连接，所述贮箱的出口端与所述出液导管的入口端连接，所述出液导管的出口端连通所述推力室；所述贮箱、所述气瓶和所述出液导管用于靠近火箭子级主发动机一侧表面的位置均设置防热装置。该系统可以适应复杂温度的环境以及飞行力学环境，保证该系统安全、稳定及可靠地运行，为火箭的安全飞行提供了有利保障。
Description
技术领域
本实用新型属于运载火箭技术领域，具体涉及一种低温火箭辅助动力系统及液体火箭。
背景技术
随着航天产业的快速发展，火箭领域所涉及的各项技术也实现了突飞猛进。为了保证火箭平稳飞行，火箭通常还配置辅助动力系统，用于火箭飞行姿态控制、推进剂沉底和末速修正等。目前，辅助动力系统一般安装于二级箭体尾段。其中，辅助动力系统中的推进剂贮箱安装于甲烷箱外侧的底部，其余组件安装于火箭柱舱。使用过程中，甲烷箱底部存在较显著的形变，引起辅助动力系统相应安装结构受力，可能引发导管断裂。此外，二级甲烷箱低温推进剂冷源沿箭体结构向辅助动力系统传导，同时二级主发动机工作热环境通过辐射方式影响辅助动力系统，在这种冷、热环境作用下，辅助动力系统极易发生推进剂结冰或热爆，导致火箭在飞行中存在巨大的安全隐患。
鉴于此，亟需设计一种火箭辅助动力系统，使其可以适应复杂力、热环境，保证火箭安全飞行。
发明内容
本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种低温火箭辅助动力系统，可以适应冷、热温度环境及力学环境，保证系统安全、稳定、可靠地运行，为火箭的安全飞行提供了有利保障。
本实用新型的一个方面提供了一种低温火箭辅助动力系统，包含贮箱、气瓶、通气导管和出液导管以及推力室，其中，
所述贮箱用于设置在火箭甲烷箱的外侧，所述贮箱内用于放置常温推进剂；
所述气瓶连通贮箱且用于对所述贮箱内部进行增压；
所述通气导管的入口端与所述气瓶的出口端连接，所述通气导管的出口端与所述贮箱的入口端连接，所述贮箱的出口端与所述出液导管的入口端连接，所述出液导管的出口端连通所述推力室；
所述贮箱、所述气瓶和所述出液导管用于靠近火箭子级主发动机一侧表面的位置均设置防热装置。
进一步的，所述防热装置包含隔热组件和镀铝薄层，位于所述镀铝薄层内侧的所述隔热组件的一侧表面与所述贮箱、所述气瓶或所述出液导管表面紧贴，另一侧与所述镀铝薄层贴紧。
进一步的，所述贮箱用于通过固定圈固定在火箭甲烷箱的底部，且所述固定圈与所述贮箱接触的部位之间还设有隔热垫圈。
进一步的，所述通气导管和所述出液导管均包含多个弯折成S形状的导管。
进一步的，沿所述气瓶中气体向所述贮箱流向方向，所述通气导管上依次设置第一气管三通、气瓶隔离阀、减压阀和第二气管三通，其中，
所述第一气管三通的入口端与所述通气导管连接，所述第一气管三通的主管路的出口端与所述气瓶隔离阀的入口端连接，所述第一气管三通的分支管路的出口端连接第一加排阀；所述气瓶隔离阀的出口端与所述减压阀的入口端连接，所述减压阀的出口端与所述第二气管三通的入口端连接，所述第二气管三通的主管路的出口端与所述贮箱连接，所述第二气管三通的分支管路的出口端连接安全阀。
进一步的，所述出液导管上还设置液管三通和第二加排阀，其中，所述液管三通的入口端与所述出液导管连接，所述液管三通的主管路的出口端连接贮箱隔离阀，所述液管三通的支管路的出口端与所述第二加排阀连接。
进一步的，所述通气导管和所述出液导管分别通过固定夹固定在火箭柱舱上，所述固定夹的一端分别套设在所述通气导管和所述出液导管周向外表面，另一端通过螺栓固定在所述火箭柱舱上，其中，所述固定夹的外形大致为U型结构。
进一步的，所述出液导管与所述固定夹接触部位之间还设有防热垫片，所述防热垫片的内侧表面与所述出液导管外表面紧贴，所述防热垫片的外侧表面与所述固定夹的内壁贴紧。
进一步的，所述贮箱的液腔部位、所述推力室和所述出液导管外表面还设置用于加热的温控装置，所述温控装置为PI薄膜电加热方式，且由多种规格加热片串并联而成。
本实用新型的另一个方面提供了一种液体火箭，包含以上所述的低温火箭辅助动力系统、火箭子级主发动机和火箭柱舱，其中，所述贮箱靠近所述火箭子级发动机设置，所述推力室设置在火箭柱舱的周向外表面。
本实用新型实施例提供的一种低温火箭辅助动力系统由贮箱、气瓶、通气导管和出液导管以及推力室组成。
本申请的低温火箭辅助动力系统，通过在所述贮箱、所述气瓶和所述出液导管用于靠近火箭子级主发动机一侧表面的位置均设置防热装置，在二级主发动机工作热环境主要通过辐射方式向辅助动力系统传导的情况下，可以避免贮箱、气瓶和出液导管因温度过高而发生推进剂热爆，有利于火箭安全飞行。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。
附图说明
下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本实用新型的原理。
图1为本实用新型辅助动力系统的仰视图；
图2为本实用新型辅助动力系统的主视图；
图3为本实用新型辅助动力系统的结构简图；
图4为本实用新型辅助动力系统在火箭上的结构示意图；
图5为本实用新型固定圈与隔热垫圈的结构简图。
附图标记说明：
1贮箱 2气瓶
3通气导管 4出液导管
5推力室 6火箭甲烷箱
7火箭子级主发动机 8固定圈
9隔热垫圈 10气瓶隔离阀
11减压阀 12安全阀
13第一加排阀 14第二加排阀
15贮箱隔离阀
具体实施方式
现详细说明本实用新型的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本实用新型的限制，而应理解为是对本实用新型的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。
在不背离本实用新型的范围或精神的情况下，可对本实用新型说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本实用新型的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。
本实用新型的一个方面提供了一种低温火箭辅助动力系统。如图1、图2、图3、图4和图5所示，该低温火箭辅助动力系统，包含贮箱1、气瓶2、通气导管3和出液导管4以及推力室5。
贮箱1设置在火箭甲烷箱6的外侧，贮箱1内用于放置常温推进剂。气瓶2连通贮箱1且用于对贮箱1内部进行增压。通气导管3的入口端与气瓶2的出口端连接，通气导管3的出口端与贮箱1的入口端连接，贮箱1的出口端与出液导管4的入口端连接，出液导管4的出口端连通推力室5。贮箱1、气瓶2和出液导管4用于靠近火箭子级主发动机7一侧表面的位置均设置防热装置。
具体的说，本实用新型实施例提供的一种低温火箭辅助动力系统可以由贮箱1、气瓶2、通气导管3和出液导管4以及推力室5组成。这种低温火箭辅助动力系统，通过在贮箱1、气瓶2和出液导管4用于靠近火箭子级主发动机一侧表面的位置均设置防热装置，在二级主发动机工作热环境主要通过辐射方式向辅助动力系统传导的情况下，可以避免贮箱1、气瓶2和出液导管4因温度过高而发生推进剂热爆，即可以有效降低其热辐射影响，将产品温度维持在安全、可靠的工作温度范围内，从而有利于火箭的安全飞行。这种系统可以使火箭能够适应高温环境，保证系统安全、稳定及可靠地运行，为火箭的安全飞行提供有利保障。
值得一提的是，为了增加隔热效果，减缓热量传递，例如，防热装置包含隔热组件和镀铝薄层。隔热组件和镀铝薄层构成双层隔热结构，既可以满足隔热要求，又能有效防止热量传递。另外，为了避免隔热组件发生位移移动，改善隔热效果，例如，位于镀铝薄层内侧的隔热组件的一侧表面分别与贮箱1、气瓶2和出液导管4表面紧贴，另一侧与镀铝薄层贴紧。
需要指出的是，为了使得贮箱1被固定牢固的同时，减少热能从固定圈8传递至贮箱，例如，贮箱1可以通过固定圈8固定在火箭甲烷箱6的底部，且固定圈8与贮箱1接触的部位之间还设有隔热垫圈9。
此外，在实际应用时，在对甲烷推进剂(贮箱内的甲烷推进剂)增压时以及二级主发动机(火箭子级主发动机)工作期间，火箭甲烷箱6外侧的底部(与贮箱靠近的面)可能存在较大的形变(因压力不同使得结构发生形变)，通气导管3和出液导管4均包含多个弯折成S形状的导管。例如，通气导管中段包含3个S导管，出液导管中段包括4个S导管弯。采用多个弯折成S形状导管的设计具有较强的形位补偿能力，能够较好的适应甲烷箱后底形变环境。具体地，该系统设计方式可以保证通气导管3和出液导管4具有一定的伸缩量，以随火箭甲烷箱6的形变而进行适应性伸缩，避免通气导管3和出液导管4发生开裂或者断裂现象，极大地改善了整个辅助系统的稳定性与可靠性。另外，通气导管3和出液导管4采用硬管设计，硬管的设计可以降低成本，而且还可以提高导管的可靠性。
另外，为了保证气体安全、稳定的向贮箱内输送，例如，沿气瓶2中气体向贮箱1流向方向，通气导管3上依次设置第一气管三通、气瓶隔离阀10、减压阀11和第二气管三通。第一气管三通的入口端与通气导管3连接，第一气管三通的主管路的出口端与气瓶隔离阀10的入口端连接，第一气管三通的分支管路的出口端连接第一加排阀13。气瓶隔离阀10的出口端与减压阀11的入口端连接，减压阀11的出口端与第二气管三通的入口端连接。第二气管三通的主管路的出口端与贮箱1连接，第二气管三通的分支管路的出口端连接安全阀12。另外，第一加排阀13与第一气管三通以及安全阀12与第二气管三通连接的设计，第一加排阀13与安全阀12位于第一、二气管三通的分支管路上(第一、二气管三通的主管路伸缩，分支管路不发生伸缩)，因此无需受甲烷箱后底形变影响，优化了方案设计。在同一实施例中，出液导管4上还设置液管三通和第二加排阀14，其中，液管三通的入口端与出液导管4连接，液管三通的主管路的出口端连接贮箱隔离阀14，液管三通的支管路的出口端与第二加排阀15连接。
特别需要注意的是，为了使得通气导管3和出液导管4的固定更加牢固，减小通气导管3和出液导管4发生颤动现象，例如，通气导管3和出液导管4分别通过固定夹固定在火箭柱舱(用于固定火箭甲烷箱的桶状结构，位于火箭外壳的内侧与火箭外壳固定连接)上。固定夹的一端分别套设在所述通气导管3和出液导管4周向外表面，另一端通过螺栓固定在火箭柱舱上。为了方便固定夹与通气导管3和出液导管4配合，例如，固定夹的外形大致为U型结构。
为了减少固定夹将热量的传递至出液导管4表面，例如，出液导管4与固定夹接触部位之间还设有防热垫片。防热垫片的内侧表面与出液导管4外表面紧贴，防热垫片的外侧表面与固定夹的内壁贴紧。
进一步需要说明的是，为了减少因二级火箭甲烷箱低温推进剂冷源沿箭体结构向贮箱1的液腔部位、推力室5和出液导管4传导而造成相关部件的温度降低，例如，在贮箱1的液腔部位、推力室5和出液导管4外表面还设置用于加热的温控装置。温控装置为PI薄膜电加热方式，且由多种规格加热片串并联而成。加热片分别敷设在贮箱的液腔部位、推力室和出液导管外表面，通过加热片的发热以增加相关部件的温度，进而保证贮箱1的液腔部位、推力室5和出液导管4的结构稳定。另外，温控装置采用地面电源(地面电源通过电性导线与温控装置连接)进行主动加热，火箭飞行后停止主动加热(相关部位电加热后，温度可维持在系统可靠工作范围内)。
应用时，辅助动力系统在推进剂充填至推力室控制阀前，打开所有电磁阀通电工作120s，电磁阀通电工作后，电磁阀线圈发热产品温度升高5℃以上，进一步提高电磁阀工作温度边界。
本实施例中，辅助动力系统在系统增压后5s所有推力室均预喷工作一次，工作方式为短稳态工作，工作时长为3s。推力室预喷工作后，催化剂床(用于加速甲烷推进剂气化)温度可升高至400℃以上，即可满足飞行剖面可靠工作的需要。
本实用新型的另一个方面提供了一种液体火箭，包含以上的低温火箭辅助动力系统、火箭子级主发动机和火箭柱舱，其中，贮箱靠近火箭子级发动机设置，推力室设置在火箭柱舱的周向外表面。
以上实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。
以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，在不脱离本实用新型的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本实用新型保护的范围。
Claims (10)
1.一种低温火箭辅助动力系统，其特征在于，包含贮箱、气瓶、通气导管和出液导管以及推力室，其中，
所述贮箱设置在火箭甲烷箱的底部外侧，所述贮箱内用于放置常温推进剂；
所述气瓶连通贮箱且用于对所述贮箱内部进行增压；
所述通气导管的入口端与所述气瓶的出口端连接，所述通气导管的出口端与所述贮箱的入口端连接，所述贮箱的出口端与所述出液导管的入口端连接，所述出液导管的出口端连通所述推力室；
所述贮箱、所述气瓶和所述出液导管用于靠近火箭子级主发动机一侧表面的位置均设置防热装置。
2.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述防热装置包含隔热组件和镀铝薄层，位于所述镀铝薄层内侧的所述隔热组件的一侧表面与所述贮箱、所述气瓶或所述出液导管表面紧贴，另一侧与所述镀铝薄层贴紧。
3.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述贮箱用于通过固定圈固定在火箭甲烷箱的底部，且所述固定圈与所述贮箱接触的部位之间还设有隔热垫圈。
4.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述通气导管和所述出液导管均包含多个弯折成S形状的导管。
5.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，沿所述气瓶中气体向所述贮箱流向方向，所述通气导管上依次设置第一气管三通、气瓶隔离阀、减压阀和第二气管三通，其中，
所述第一气管三通的入口端与所述通气导管连接，所述第一气管三通的主管路的出口端与所述气瓶隔离阀的入口端连接，所述第一气管三通的分支管路的出口端连接第一加排阀；所述气瓶隔离阀的出口端与所述减压阀的入口端连接，所述减压阀的出口端与所述第二气管三通的入口端连接，所述第二气管三通的主管路的出口端与所述贮箱连接，所述第二气管三通的分支管路的出口端连接安全阀。
6.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述出液导管上还设置液管三通和第二加排阀，其中，所述液管三通的入口端与所述出液导管连接，所述液管三通的主管路的出口端连接贮箱隔离阀，所述液管三通的支管路的出口端与所述第二加排阀连接。
7.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述通气导管和所述出液导管分别通过固定夹固定在火箭柱舱上，所述固定夹的一端分别套设在所述通气导管和所述出液导管周向外表面，另一端通过螺栓固定在所述火箭柱舱上，其中，所述固定夹的外形大致为U型结构。
8.根据权利要求7所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述出液导管与所述固定夹接触部位之间还设有防热垫片，所述防热垫片的内侧表面与所述出液导管外表面紧贴，所述防热垫片的外侧表面与所述固定夹的内壁贴紧。
9.根据权利要求1所述的低温火箭辅助动力系统，其特征在于，所述贮箱的液腔部位、所述推力室和所述出液导管外表面还设置用于加热的温控装置，所述温控装置为PI薄膜电加热方式，且由多种规格加热片串并联而成。
10.一种液体火箭，其特征在于，包含权利要求1-9任意一项所述的低温火箭辅助动力系统、火箭子级主发动机和火箭柱舱，其中所述贮箱靠近所述火箭子级发动机设置，所述推力室设置在火箭柱舱的周向外表面。
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