一种低温推进剂交叉增压输送系统及并联式火箭

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种低温推进剂交叉增压输送系统及并联式火箭。

背景技术

目前各航天大国对地-月、地-火以及其他深空探索任务的需求日益增加，伴随着空间技术产业化、商业化的发展，研究“绿色”、低成本、高可靠的大、重型运载火箭成为热点，在该过程中，捆绑式火箭得到了越来越多的应用。捆绑式火箭是指其每一级总成中，均设置有多个箭体(包括芯级和助推级)，每个箭体中均设置有独立的增压输送系统，以此增大推力、提升运载能力。

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：

在运载火箭发展的当前阶段，单纯地增加燃料携带量的方式必然同时也大幅增加火箭的自重，靠此方式已很难再取得更大突破，因此，如何基于现有火箭的整体结构，进行增压输送系统的改进，实现动力冗余、提高火箭的运载能力，是需要解决的问题。

发明内容

本发明实施例提供一种低温推进剂交叉增压输送系统及并联式火箭，用以提升火箭的运载能力。

为达上述目的，一方面，本发明实施例提供一种低温推进剂交叉增压输送系统，包括多套增压输送单元，每套所述增压输送单元均包括一个液氧箱和一个低温推进剂箱，所述液氧箱的液相空间通过液氧箱交叉输送管路互相连通，所述低温推进剂箱的液相空间通过推进剂箱交叉输送管路互相连通。

另一方面，本发明实施例还提供一种并联式火箭，所述并联式火箭的一级总成上设置有前述的低温推进剂交叉增压输送系统；所述并联式火箭的一级总成包括一个芯一级箭体、以及两个设置于所述芯一级箭体侧方的助推一级箭体；所述芯一级箭体)和每个所述助推一级箭体上，分别设置有一套增压输送单元。

上述技术方案具有如下有益效果：

本发明的技术方案采用交叉增压输送的方式，即，通过将多套增压输送系统的液氧箱液相空间相连通、推进剂箱的液相空间相连通、同时将液氧箱气枕部分相连通、推进剂箱的气枕部分相连通，可保证多套系统中的相应贮箱(包括液氧箱和低温推进剂箱)内气枕压力相同、液面也相同，从而保证各贮箱内的燃料在同一时刻消耗完，避免了现有技术经常出现的关机时刻各相应贮箱内液面不一致而导致的剩余量大的问题，从而有效降低了剩余燃料的安全余量，进而减少了火箭死重、提高了火箭的运载能力。

此外，本技术方案还具备以下特点：

1)、由于多套增压输送系统交叉并联，因此当某箭体内的某台发动机因故障意外关机后，采用交叉增压输送的方式可将该故障箭体内的剩余燃料转移给其他正常的箭体使用，从而实现了燃料的完全利用，实现了动力冗余。

2)、同时，在本实施例的交叉增压方式下，各液氧箱气枕压力相同、各低温推进剂箱气枕压力也相同，因此液氧箱保险阀可以共用，推进剂箱保险阀也可以共用，均只需配置一个即可，从而减少了保险阀的数量，降低了成本。

3)、液氧箱和低温推进剂箱箱均采用开式自生增压方案，系统简单可靠，对控制系统依赖程度低，不仅提高了可靠性，还降低了系统的研制难度、系统的生产成本、缩短了产品的配套周期。

4)、本发明实施例中，采用机械式保险阀实现氧箱、低温推进剂箱气枕压力的控制，经仿真计算，氧箱和低温推进剂箱箱的保险阀均开启4～5次，该开启次数较少，能够满足保险阀的寿命要求，又能防止计算、仿真偏差导致增压压力不足的问题。

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是本发明实施例一种低温推进剂交叉增压输送系统的系统原理图；

图2是本发明实施例一种并联式火箭的系统原理图；

图3是本发明一个具体实施例中多通的结构示意图；

图4是本发明一个具体实施例中氧箱气枕压力及其余压力分布图；

图5是本发明一个具体实施例中低温推进剂箱气枕压力及其余压力分布图；

附图标号：1、液氧箱；2、低温推进剂箱；3、发动机；4、氧气自生增压器；5、氧气自增压管路；6、第一三通；7、液氧箱消能器；8、液氧箱保险阀；9、推进剂自生增压器；10、推进剂自增压管路；11、推进剂箱消能器；12、推进剂箱顶部接口；13、推进剂箱保险阀；14、液氧箱底部接口；15、推进剂箱底部接口；16、液氧输送主管路；17、推进剂箱隧道管；18、液氧输送多通；19、液氧分支输送管；20、液氧箱交叉增压管路；21、液氧箱交叉输送管路；22、推进剂箱交叉增压管路；23、推进剂箱交叉输送管路；24、第二三通；25、第三三通；26、第四三通；27、第五三通；28、液氧泵入口；100、芯一级箭体；200、助推一级箭体。

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所示，本发明实施例提供一种低温推进剂交叉增压输送系统，包括多套增压输送单元，每套增压输送单元均包括一个液氧箱1和一个低温推进剂箱2，液氧箱1的液相空间通过液氧箱交叉输送管路21互相连通，低温推进剂箱2的液相空间通过推进剂箱交叉输送管路23互相连通。

经发明人研究发现，捆绑式火箭虽然具备多个箭体，能较大程度提升运载能力，但在其关机时刻，总是出现某个或多个箭体内的增压输送单元中出现燃料(包括液氧或低温推进剂)大量剩余的问题，导致实际消耗的燃料减少、并进而增大了火箭死重，限制了火箭的运载能力的进一步提升。而经进一步研究发现，造成该问题的原因在于，多个增压输送单元中，多个液氧箱1内的液面下降速度不一致，多个低温推进剂箱2内的液面下降速度也不一致，当某个贮箱(包括液氧箱1和低温推进剂箱2)内燃料耗尽需要关机时，其余贮箱内仍有未消耗的燃料。

为了解决这个问题，本发明实施例中，将捆绑式火箭上的多个低温推进剂箱2的液体部分连接到一起，将液氧箱1的液体部分也连通到一起，从而使各贮箱内燃料向发动机输送时，能够始终保持液面高度一致，从而实现关机时所有贮箱内燃料均能耗尽，从而减少燃料剩余量，并进而降低火箭死重，提升火箭的运载能力。

进一步的，液氧箱1的气相空间通过液氧箱交叉增压管路20互相连通，低温推进剂箱2的气相空间通过推进剂箱交叉增压管路22互相连通。

将不同贮箱内的液氧与低温推进剂交叉连通后，还需要将各贮箱的气相空间相连通，以此保证个贮箱的气枕压力相同，这也是保证液面能够同步下降的一个重要条件。

进一步的，增压输送单元还包括发动机3；液氧箱1设置于低温推进剂箱2上方；液氧箱1通过液氧输送主管路16与发动机3相连接，低温推进剂箱2通过推进剂输送主管路与发动机3相连接；发动机3上设置有推进剂自生增压器9和氧气自生增压器4，低温推进剂箱2内侧顶部设有推进剂箱消能器11，液氧箱1内侧顶部设有液氧箱消能器7，推进剂自生增压器9与推进剂箱消能器11之间通过推进剂自增压管路10相连接，氧气自生增压器4与液氧箱消能器7之间通过氧气自增压管路5相连接。

每个增压输送单元的结构如图1所示，与现有技术基本相同，本发明实施例中，仍旧采用隧道管式输送方案，即，上部的液氧箱1的底部设置液氧输送主管路16，之后液氧输送主管路16穿行下方低温推进剂箱2中部开设的推进剂箱隧道管17，最终将推进剂输送给发动机3(液氧箱1与发动机的连通方式与现有技术相同，图中未再示出)。同时，本发实施例中，液氧箱1和低温推进剂箱2均采用开式自增压方式来提供气枕压力。

进一步的，氧气自增压管路5与液氧箱交叉增压管路20连通；液氧箱1的底部设置有液氧箱底部接口14，液氧箱底部接口14与液氧箱交叉输送管路21连通；低温推进剂箱2的顶部设置有推进剂箱顶部接口12，低温推进剂箱2的底部设置有推进剂箱底部接口15，推进剂箱顶部接口12与推进剂箱交叉增压管路22连通，推进剂箱底部接口15与推进剂箱交叉输送管路23连通。

为了实现交叉增压输送，在低温推进剂箱2的顶部开设推进剂箱顶部接口12，低温推进剂箱2的底部设置有推进剂箱底部接口15，分别用来实现各低温推进剂箱2之间气枕压力的连通以及液面的连通；在液氧箱1的底部设置液氧箱底部接口14，用来实现各液氧箱1之间的液面连通；而在液氧箱1顶部无需额外设置接口，可直接在进入液氧箱1之前的氧气自增压管路5上设置第一三通6，将多个第一三通6通过液氧箱交叉增压管路20连接在一起，即可保证各液氧箱1之间气枕压力相同。

进一步的，低温推进剂交叉增压输送系统还包括推进剂箱保险阀13，推进剂箱保险阀13设置于推进剂箱交叉增压管路22中。

现有技术中，推进剂箱保险阀13均设置于低温推进剂箱2的顶部，并与低温推进剂箱2相连通，用以直接获取低温推进剂箱2的气枕压力；本发明实施例中，由于多台低温推进剂箱2的气相空间(即气枕部分)已经通过推进剂箱交叉增压管路22交叉连接，因此，只需要在推进剂箱交叉增压管路22上设置一个推进剂箱保险阀13，即可同时为三个交叉连接的低温推进剂箱2提供超压防护，并减少了推进剂箱保险阀13的配置数量，降低了成本。

进一步的，低温推进剂交叉增压输送系统还包括液氧箱保险阀8，液氧箱保险阀8设置于液氧箱交叉增压管路20中。

相应的，液氧箱保险阀8也只需在液氧箱交叉增压管路20上设置一个，即可为三个交叉连接的液氧箱1提供超压防护。

进一步的，低温推进剂交叉增压输送系统还包括液氧输送多通18；每套增压输送单元包括多个发动机3；液氧输送多通18包括顶部连接端口和多个侧方连接端口，顶部连接端口与液氧输送主管路16连通，侧方连接端口通过液氧分支输送管19与发动机3连接；侧方连接端口的数量与每套增压输送单元中的发动机3的数量相同。

增压输送单元中通常设置有多台并联的发动机3，因此，设置液氧输送多通18可以更好的将液氧输送主管路16送来的液氧均匀分配给各台发动机3，液氧输送多通18的结构如图3所示。

进一步的，通常，每套增压输送单元中的发动机3为八台、或九台、甚至更多，本发明实施例中，优选采用最常见的8台发动机的配置；此时，8台发动机3需要8个侧方连接端口、再加上一个用于连接液氧输送主管路16的顶部连接端口，因此，此时的液氧输送多通18为九通。

进一步的，在实际应用时，优选的方式是火箭一级总成由一个芯一级箭体和两侧的两个助推一级箭体组成，而每个箭体内均设置有一套增压输送单元，因此每个一级总成中，增压输送单元共有三套。

如图2所示，本发明实施例还提供一种并联式火箭，并联式火箭的一级总成上设置有如前所述的低温推进剂交叉增压输送系统；并联式火箭的一级总成包括一个芯一级箭体100、以及两个设置于芯一级箭体侧方的助推一级箭体200；芯一级箭体100和每个助推一级箭体200上，分别设置有一套增压输送单元。

本发明实施例的低温推进剂交叉增压输送系统主要应用于火箭一级总成中，该一级总成为前述捆绑式结构，包括中间的芯一级箭体100、以及捆绑于两侧的两个助推一级箭体200，每一个箭体内均设置有一套增压输送单元，该配置形式已经得到较多应用。与现有技术不同的，是本发明实例中，将各个箭体内的增压输送单元进行了交叉连通设置，从而保证了低温推进剂箱2和液氧箱1内的液体液位均能同步下降，保证了在一级总成关机时刻，各贮箱内的燃料在同一时刻消耗完毕，从而降低了剩余燃料的安全余量，减少了火箭死重、提高了火箭的运载能力。

下面以一个具体实施例对上述低温推进剂交叉增压输送系统及并联式火箭的工作过程进行详细说明：

1)、在火箭一级总成的飞行阶段，液氧箱1采用自生增压方案，氧气自生增压器4将液氧加温成高温氧气，之后高温氧气经氧气自增压管路5、第一三通6、液氧箱消能器7给液氧箱1进行箭上增压。该过程中，液氧箱1的增压方式为开式增压，不使用控制系统进行闭式反馈。

2)、同时，低温推进剂箱2采用自生增压方案，推进剂自生增压器9将低温推进剂气化，推进剂气体经推进剂自增压管路10、推进剂箱消能器11给低温推进剂箱2进行箭上增压。该过程中，低温推进剂箱2的增压方式为开式增压，不使用控制系统进行闭式反馈。

3)、在火箭一级总成的飞行过程中，当液氧箱1的气枕压力高于液氧箱保险阀8打开压力时，液氧箱保险阀8打开，当液氧箱1的气枕压力低于液氧箱保险阀8关闭压力，液氧箱保险阀8关闭。当液氧箱1的增压流量偏大时、将使液氧箱保险阀8开启，利用液氧箱保险阀8来控制液氧箱1的气枕压力。

4)、在火箭一级总成的一级飞行过程中，当低温推进剂箱2的气枕压力高于推进剂箱保险阀13打开压力，推进剂箱保险阀13打开，当低温推进剂箱2的气枕压力低于推进剂箱保险阀13关闭压力，低推进剂箱保险阀13关闭。若低温推进剂箱2的增压流量偏大，导致推进剂箱保险阀13打开，利用推进剂箱保险阀13来控制低温推进剂箱2气枕压力。

5)、液氧箱1的液氧经氧箱后底、液氧输送主管路16、液氧输送多通18、液氧分支输送管19输送至发动机3的液氧泵入口28处。

6)、为增加一级总成的推力、提高火箭的运载能力，如图2所示，将芯一级箭体100复制成两个助推一级箭体200，(或称为助推一级箭体A和助推一级箭体B)将芯一级箭体100、助推一级箭体A和助推一级箭体B进行捆绑。

7)、为实现一级总成上液氧箱1的交叉增压，如图2所示，将芯一级箭体100上的第一三通6、助推一级箭体A上的第一三通6、助推一级箭体B上的第一三通6利用液氧箱交叉增压管路20和第二三通24相互接通，实现一级总成上的三个液氧箱1相互串通，保证三个液氧箱1的气枕压力保持统一，进而实现了液氧箱1的交叉增压。同时，在液氧箱交叉增压管路20上设置一个液氧箱保险阀8，实现一级总成的液氧箱1的气枕压力控制。

实现了一级总成上的液氧箱1的交叉增压，能够保证三个液氧箱1的气枕压力保持一致吗，并且只用1个液氧箱保险阀8就能实现液氧箱1的压力控制，相比于传统的每个液氧箱1均使用一个液氧箱保险阀8的方式，本系统节省了2个液氧箱保险阀8。

8)、为实现一级总成上的液氧箱1的交叉输送，将芯一级箭体100的液氧箱底部接口14、助推一级箭体A上的液氧箱底部接口14、助推一级箭体B上的液氧箱底部接口14分别利用液氧箱交叉输送管路21和第三三通25相互接通，实现一级总成上三个液氧箱1的液体部分相互串通，保证三个液氧箱1的液氧液位一致、保证三个液氧箱1的液氧在同一时刻消耗完，实现液氧箱1的交叉输送。

通过一级总成上的三个液氧箱1的交叉输送，能够保证三个液氧箱1后底的压力一致，从而保证三个液氧箱1的液氧液位一致，能够同一时刻将三个液氧箱1的液氧消耗完，而现有技术中每个液氧箱独立进行出流，由于涡轮泵转速、增压压力、发动机推力、混合比的差异和单台发动机3失效会导致三个液氧箱1关机时刻液氧液位均不一致，按照最低液位作为系统设计要求，会导致三个液氧箱1的剩余液氧安全余量偏大。该系统通过实现液氧液位的统一，能够降低剩余液氧安全余量，减少火箭死重，提高火箭的运载能力。

9)、一级总成的液氧箱1交叉增压实现了液氧箱1的气枕压力统一，为液氧箱1交叉输送实现液氧液位的统一提供了必要条件。

10)、为实现一级总成上的低温推进剂箱2的交叉增压，将芯一级箭体100上的推进剂箱顶部接口12、助推一级箭体A上的推进剂箱顶部接口12、助推一级箭体B上的推进剂箱顶部接口12利用推进剂箱交叉增压管路22和第四三通26相互接通，实现芯一级箭体100的低温推进剂箱2、助推一级箭体A的低温推进剂箱2、助推一级箭体B的低温推进剂箱2相互串通，保证三个低温推进剂箱2的气枕压力保持统一，实现三个低温推进剂箱2的交叉增压。在推进剂箱交叉增压管路22上设置一个推进剂箱保险阀13，实现三个低温推进剂箱2的气枕压力的控制。

通过一级总成的低温推进剂箱2的交叉增压，能够保证三个低温推进剂箱2的气枕压力保持一致，只用1个推进剂箱保险阀13就能实现低温推进剂箱2的压力控制，相比于传统的每个低温推进剂箱2均使用一个推进剂箱保险阀13的方式，本系统节省了2个推进剂箱保险阀13。

11)、为实现一级低温推进剂箱2的交叉输送，将芯一级箭体100上的推进剂箱底部接口15、助推一级箭体A上的推进剂箱底部接口15、一助推一级箭体B上的低温推推进剂箱底部接口15利用推进剂箱交叉输送管路23和第五三通27相互接通，实现一级总成上的三个低温推进剂箱2的液体部分相互串通，保证三个低温推进剂箱2内液体推进剂液位一致、保证三个低温推进剂箱2的液体推进剂在同一时刻消耗完，实现一级总成的低温推进剂箱2的交叉输送。

实现一级总成的低温推进剂箱2的交叉输送，能够保证三个低温推进剂箱2后底的压力一致，从而保证三个低温推进剂箱2的低温推进剂液位一致，能够同一时刻将三个低温推进剂箱2的低温推进剂消耗完，而传统技术中，每个低温推进剂箱2独立进行出流，由于涡轮泵转速、增压压力、发动机推力、混合比的差异、单台发动机3发生故障会导致三个低温推进剂箱2关机时刻低温推进剂液位均不一致，按照最低液位作为系统设计要求，将导致三个低温推进剂箱2的剩余推进剂安全余量偏大。该系统通过实现低温推进剂液位的统一，能够降低剩余推进剂安全余量，减少火箭死重，提高火箭的运载能力。

12)、一级总成的低温推进剂箱2的交叉增压实现了低温推进剂箱2的气枕压力统一，为低温推进剂箱2交叉输送实现低温推进剂液位的统一提供了必要条件。

13)、此外，如果芯一级箭体100、或某个助推一级箭体200上的某台发动机3出现故障，可将该贮箱的剩余推进剂向其他箭体的贮箱(包括液氧箱1或低温推进剂箱2)输送，从而实现了燃料的完全利用。

此外，在上述具体实施例中，火箭点火后一级总成在飞行阶段箭上增压方法为：

1)、保险阀为贮箱(包括液氧箱1或低温推进剂箱2)的压力释放安全装置，能够按照预定压力启闭，保险阀应用于火箭贮箱超压的保护，是保证贮箱承压安全的关键阀门，在飞行过程中当贮箱压力超过规定值时，保险阀自动打开排放多余的气体；当贮箱排气压力降低至规定值时，保险阀能够实现自动关闭，并保持密封，本发明实施例中，保险阀(包括液氧箱保险阀8和推进剂箱保险阀13)为机械式结构，无控制系统。

2)、本发明实施例中液氧箱1、低温推进剂箱2均为开式的自生增压方案，无控制系统参与，增压方案简单可靠。通过仿真计算可以确定，在火箭一级总成飞行期间，本发明实施例中的液氧箱保险阀8和推进剂箱保险阀13打开4～5次，该开启次数明显低于现有技术的平均水平，因此能够满足保险阀的寿命要求，又能防止计算偏差导致增压压力不足的问题。

3)、液氧箱1利用液氧箱保险阀8以控制液氧箱气枕压力，通过液氧箱保险阀8打开、关闭控制液氧箱1气枕压力；低温推进剂箱2利用推进剂箱保险阀13以控制低温推进剂箱2的气枕压力，通过推进剂箱保险阀13打开、关闭控制低温推进剂箱2的气枕压力。

在上述具体实施例中，液氧箱1的气枕压力及其余压力分布如附图4所示，其中，P

在上述具体实施例中，低温推进剂箱2的气枕压力及其余压力分布如附图5所示，其中，P

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。

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。