增压输送系统、液体运载火箭及增压输送系统的控制方法
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。
发明专利
CN202311572007.6
2023-11-23
CN117569948A
2024-02-20
F02K9/44(2006.01)
北京天兵科技有限公司
戴华平;沈涌滨
100076 北京市丰台区和义西里二区36号院4号楼-1至4层101内4层A401
北京卓岚智财知识产权代理有限公司
沈煜华
北京;11
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。