一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱技术方案

本实用新型专利技术公开了一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，包括内部形成有气腔且一端为气腔开口的气腔壳体以及内部形成有液腔且一端为液腔开口的液腔壳体，气腔壳体的开口端和液腔壳体的开口端密封连接，气腔和液腔均为圆柱形的容腔且气腔的直径小于液腔的直径，液腔内滑动设有活塞，活塞的外径与液腔的直径相同，且活塞与液腔壳体之间设有密封圈，且活塞的外径大于气腔的直径，气腔壳体上设有气腔加注泄出口，液腔壳体上远离液腔开口的一端设有液腔加注泄出口；利用气腔与液腔不同的直径对活塞进行限位，取消了传动活塞的活塞杆结构，降低了零件的加工难度及生产成本，减轻贮箱的整体重量，还减少了贮箱上的开孔数量，增加贮箱的密封性能。

【技术实现步骤摘要】
一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱
本技术属于航天器动力系统领域，尤其涉及一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱。
技术介绍
推进剂贮箱是航天器动力系统中对推进剂进行管理控制的装置，具备为发动机提供不夹杂气体且连续流动的推进剂供应的功能，按照推进剂管理控制方式，推进剂贮箱可分为胶囊式贮箱、隔膜式贮箱、活塞式贮箱、表面张力贮箱等，其中，活塞式贮箱因为其排空效率高、使用寿命长等特点，在航天器动力系统中被广泛应用。现有的活塞式推进剂贮箱一般由液腔壳体、气腔封头、活塞和密封装置等组成，其中，液腔壳体与气腔封头之间采用焊接方式连接，通过活塞头部的密封装置实现增压气体（气腔）与推进剂（液腔）的隔离，工作时，活塞借助气腔压力实现向前推进运动，将推进剂从贮箱中输出，该结构的活塞式推进剂贮箱一般有两处密封装置，活塞头部的密封装置实现贮箱内气液分离，活塞杆部的密封装置保证贮箱内外的密封性，密封装置一般为密封圈，为了获得可靠的密封性，并且保证活塞运动的灵活性，对活塞外表面、液腔壳体内表面的加工精度、表面粗糙度等要求非常高，贮箱零件的加工难度较大，成本较高，在液腔壳体与气腔封头的焊接过程中，为了防止和减小焊接热变形对密封装置的密封性能及活塞的运动灵活性造成不利影响，对焊接工艺有很高的要求，另外，由于采用了焊接连接形式，致使后期无法对推进剂贮箱进行分解、维护、维修的工作。
技术实现思路
本技术目的在于为克服现有的技术缺陷，提供一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，利用气腔与液腔不同的直径对活塞进行限位，取消了传动活塞的活塞杆结构，降低了零件的加工难度及生产成本，减轻贮箱的整体重量，还减少了贮箱上的开孔数量，增加贮箱的密封性能。为了解决上述技术问题，本技术提供了一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，包括内部形成有气腔且一端为气腔开口的气腔壳体以及内部形成有液腔且一端为液腔开口的液腔壳体，所述气腔壳体的开口端和所述液腔壳体的开口端密封连接，所述气腔和液腔均为圆柱形的容腔，且所述气腔的直径小于所述液腔的直径，所述液腔内滑动设有活塞，所述活塞与液腔壳体之间设有密封圈，且所述活塞的外径大于所述气腔的直径，所述气腔壳体上设有与气腔连通的气腔加注泄出口，所述液腔壳体上远离液腔开口的一端设有与液腔连通的液腔加注泄出口。进一步的，所述活塞的形状为开口朝向所述气腔的U形。进一步的，所述液腔的内侧端面的形状与所述活塞的外侧端面的形状相同。进一步的，所述液腔的内侧端面与所述活塞的外侧端面为曲率半径相同的球面。进一步的，所述液腔内壁的表面粗糙度以及所述活塞外周的表面粗糙度均小于0.8μm；所述液腔内壁的圆柱度以及所述活塞外周的圆柱度均小于0.01mm。进一步的，所述气腔壳体的前端设有一插入所述液腔内且形状为环状的凸台，所述液腔壳体与所述凸台之间设有密封垫。进一步的，所述活塞的外周设有至少一个环形的凹槽，所述密封圈套设于所述凹槽内，且所述密封圈的外周凸出于所述活塞的外周面。进一步的，所述凹槽内设有位于所述密封圈一侧的挡圈。进一步的，所述气腔壳体的开口端外周径向凸伸设有第一法兰，所述液腔壳体的开口端外周径向凸伸设有第二法兰，所述第一法兰与所述第二法兰通过螺栓固定连接。进一步的，所述第一法兰上设有多个通孔，所述第二法兰上设有多个与所述通孔一一对应的穿孔，所述螺栓依次穿过所述穿孔和通孔并通过螺母配合固定连接。本技术具有以下有益效果：本技术通过利用气腔与液腔的不同的内径对活塞进行限位，从而可取消掉传动活塞的活塞杆结构，减小了推进剂贮箱的精密结构及尺寸范围，有效的降低了零件的加工难度及生产成本，不仅能够减轻推进剂贮箱的整体重量，还能够减少液腔壳体上的开孔数量，增加了液腔壳体的密封性能；通过将活塞外侧端面的形状与液腔壳体内腔端面的形状设计为相同形状，能够提高推进剂贮箱的排液效率；并且使用法兰连接的结构将气腔壳体与液腔壳体固定起来，便于安装与拆卸，使推进剂贮箱具有良好的可维护性，同时，法兰结构连接还能够提高推进剂贮箱的刚度，有利于保证各处密封性及活塞运动的灵活性。附图说明此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本技术的不当限定，在附图中：图1为实施例中航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱的示意图；图2为图1中A部分的放大图；图3为实施例中气腔壳体的示意图；图4为实施例中液腔壳体的示意图。具体实施方式为了更充分的理解本技术的
技术实现思路
，下面将结合附图以及具体实施例对本技术作进一步介绍和说明。实施例如图1-4所示，本实施例所示的一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，包括均为圆柱形的气腔壳体1和液腔壳体2，气腔壳体1内形成有气腔10，液腔壳体2内形成有液腔20，气腔壳体1的右端设有气腔开口11，液腔壳体2的左端设有液腔开口21，气腔壳体1的开口端与液腔壳体2的开口端密封连接形成推进剂贮箱的外壳，气腔10的直径小于液腔20的直径，在气腔开口11和液腔开口21接触的位置处形成一圈台阶4，在液腔20内滑动设有活塞3，活塞3外周的直径与液腔壳体2的内径相同，且在活塞3与液腔壳体2之间设有密封圈，在气腔壳体1上设有气腔加注泄出口13，在液腔壳体2上设有液腔加注泄出口23；上述结构中，在推进剂加注之前，先将液腔加注泄出口23敞开，通过气腔加注泄出口13给气腔10通入一定压力的气体，使活塞3运动至液腔20的最右端位置处，保证液腔20内的空气被排出，然后将气腔加注泄出口13敞开，从液腔加注泄出口23向液腔20内加注推进剂，在加注过程中活塞3向左运动，由于台阶4的存在，台阶4起到限位的作用，当活塞3在液腔20内滑动至最左端时，便被台阶4挡住，实现活塞3的限位，此时，关闭液腔加注泄出口23，随后向气腔10内充填高压气体，当发动机工作时，高压气体用于推动活塞3运动，将推进剂从液腔加注泄出口23输出。具体的，活塞3的形状为开口朝向气腔10的U形活塞，液腔壳体2的内腔端面和活塞3的外侧端面为曲率半径相同球面，液腔加注泄出口23位于液腔壳体2端面的中心位置处，气腔壳体1的内腔端面为球面，气腔加注泄出口13位于气腔壳体1端面的中心位置处；U形的活塞3能够使得活塞更容易被气腔10内的气体推动，液腔壳体2的内腔端面的曲率和活塞3的外侧端面的曲率相同能够保证当活塞3运动至液腔壳体2的最右端时，活塞3的外侧端面与液腔壳体2的内腔端面完全贴合，液腔20的容积最小，能够提高排液效率；气腔加注泄出口13和液腔加注泄出口23分别位于气腔壳体1和液腔壳体2端面的中心位置处，同样能够提高气腔10和液腔20的加注与排出的效率。具体的，液腔壳体2的内壁与活塞3的外壁配合面的配合公差为H8/d7，液腔壳体2内壁的表面粗糙度以及活塞3外周的表面粗糙度均小于0.8μm，液腔壳体2内壁的圆柱度以及活塞3外周的圆柱度均小于0.01mm，这样不仅仅能够保证气腔10与液腔20之间的密本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，其特征在于，包括内部形成有气腔且一端为气腔开口的气腔壳体以及内部形成有液腔且一端为液腔开口的液腔壳体，所述气腔壳体的开口端和所述液腔壳体的开口端密封连接，所述气腔和液腔均为圆柱形的容腔，且所述气腔的直径小于所述液腔的直径，所述液腔内滑动设有活塞，所述活塞与液腔壳体之间设有密封圈，且所述活塞的外径大于所述气腔的直径，所述气腔壳体上设有与气腔连通的气腔加注泄出口，所述液腔壳体上远离液腔开口的一端设有与液腔连通的液腔加注泄出口。/n

【技术特征摘要】
1.一种航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，其特征在于，包括内部形成有气腔且一端为气腔开口的气腔壳体以及内部形成有液腔且一端为液腔开口的液腔壳体，所述气腔壳体的开口端和所述液腔壳体的开口端密封连接，所述气腔和液腔均为圆柱形的容腔，且所述气腔的直径小于所述液腔的直径，所述液腔内滑动设有活塞，所述活塞与液腔壳体之间设有密封圈，且所述活塞的外径大于所述气腔的直径，所述气腔壳体上设有与气腔连通的气腔加注泄出口，所述液腔壳体上远离液腔开口的一端设有与液腔连通的液腔加注泄出口。


2.如权利要求1所述的航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，其特征在于，所述活塞的形状为开口朝向所述气腔的U形。


3.如权利要求2所述的航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，其特征在于，所述液腔的内侧端面的形状与所述活塞的外侧端面的形状相同。


4.如权利要求3所述的航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，其特征在于，所述液腔的内侧端面与所述活塞的外侧端面为曲率半径相同的球面。


5.如权利要求4所述的航天器动力系统用活塞式推进剂贮箱，其特征在于，所述液腔内壁的表面粗糙度以及所述活塞外周的表面粗糙度均小于0....

【专利技术属性】
技术研发人员：不公告发明人，
申请(专利权)人：西安空天引擎科技有限公司，
类型：新型
国别省市：陕西;61