用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统技术方案

本申请涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统。此系统包括存储机构以及液体增压机构；存储机构用于存储推进剂；液体增压机构包括往复式容积泵，存储机构与往复式容积泵连通，往复式容积泵用于对推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给给姿轨控发动机机构。液体增压机构不同于传统挤压式或涡轮泵压式输送系统，本申请不再使用高压气瓶以及涡轮泵组件，利用轻质的往复式容积泵对从存储机构内流出的推进剂进行增压，能够使得推进剂具有较高的比冲性能。

【技术实现步骤摘要】
用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统
本申请涉及航空航天
，尤其是涉及一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统。
技术介绍
姿轨控发动机是火箭及卫星、上面级航天器的重要组成部分，能够决定航天器的机动性能以及入轨的精度。随着航天
的不断开拓创新，现有的姿轨控发动机多为固体火箭发动机及液体肼类发动机，其中固体火箭发动机虽然结构简单，但难以多次开关机，因此无法满足未来对上面级航天器提出的高机动性的要求。液体肼类发动机推力大可通过流量改变进行推力调节，但设计复杂，技术繁琐，同时为有毒推进剂，使用成本高。选用固液火箭发动机可以有效弥补上述问题，当前固液发动机的输送系统多数采用挤压式系统或涡轮泵式系统。其中，挤压式输送系统利用高压气瓶增压，贮箱内承受压力较大，需要较大的壁厚，在长时间工作情况下，第一方面，气瓶以及贮箱的重量过大，不能满足姿轨控发动机轻质量的要求；第二方面，其供应压力较低，限制了推进剂组元比冲性能的发挥；第三方面，挤压式输送系统采用减压器对压力进行调节和控制，调节的精度较低，调节难度较大，在供给氧化剂的过程中，存在较长时间的管路填充过程，最终导致系统的响应时间较长。其中，涡轮泵压式系统中涡轮与泵的耦合设计复杂，涡轮驱动的增压泵会在低流量范围内出现失速的情况，而姿轨控发动机的流量相对较低，即涡轮泵压式系统使用受限。因此，亟需一种于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，在一定程度上以解决现有技术中存在的技术问题。
技术实现思路
本申请的目的在于提供一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，在一定程度上可以解决现有技术中无法同时满足姿轨控发动机高可靠、可变推、轻量化、快响应的问题。本申请提供了一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，包括存储机构以及液体增压机构；所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构。在上述技术方案中，进一步地，所述液体增压机构还包括控制阀和燃气发生器；所述存储机构通过第一管路与所述往复式容积泵的进液端口连通，所述往复式容积泵的出液端口通过第三管路依次连通所述控制阀和所述燃气发生器；所述燃气发生器用于催化分解部分所述推进剂，并通过所述第三管路导通至所述往复式容积泵的进气端口；部分所述推进剂经过所述燃气发生器催化分解为推进剂燃气，所述推进剂燃气用于往复式容积泵内推进剂组元的增压。所述控制阀用于调控所述第三管路上的所述推进剂的流量。在上述技术方案中，进一步地，所述往复式容积泵的数量为多个；所述第一管路通过多个第一支路分别与多个所述往复式容积泵的进液端口一一对应连通；多个所述往复式容积泵的多个出液端口一一对应地通过第二支路与第三管路的一端连通；多个所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压。在上述技术方案中，进一步地，所述液体增压机构还包括换向阀；所述换向阀设置于所述第三管路上，且其一端与所述燃气发生器导通，另一端通过与多个所述往复式容积泵的进气端口一一对应连通；多个所述往复式容积泵的出气端口处设置均有排气电磁阀。在上述技术方案中，进一步地，所述控制阀为先导比例溢流阀或流量调节阀。在上述技术方案中，进一步地，所述第一支路上设置有第一单向阀；所述第二支路上设置有第二单向阀；所述出液端口与所述燃气发生器之间的所述第三管路上设置有过滤器；所述换向阀与所述燃气发生器之间的所述第三管路上还设置有气路电磁阀。在上述技术方案中，进一步地，所述姿轨控发动机机构包括姿控发动机和轨控发动机；所述姿控发动机通过第四管路连通所述换向阀与所述燃气发生器之间的第三管路上；所述轨控发动机通过所述第二管路连通至所述出液端口与所述控制阀之间的所述第三管路上；加压后的所述推进剂的一部分通过所述第三管路流至所述往复式容积泵内并用于维持推进剂的增压过程，另一部分通过所述第二管路进入到所述轨控发动机内。在上述技术方案中，进一步地，所述第二管路上依次设置有第一液路电磁阀、压力补偿器以及波纹管；所述波纹管靠近所述轨控发动机设置；所述第四管路上设置有第二液路电磁阀。在上述技术方案中，进一步地，所述存储机构包括贮箱；所述贮箱包括壳体以及设置于所述壳体内的液囊以及气垫；所述气垫设置于所述液囊的上方；所述气垫内填充有氮气；所述液囊内填充有推进剂；所述存储机构还包括泄气阀和安全阀；所述泄气阀设置于所述壳体上，当向所述液囊内填充所述推进剂时，打开所述泄气阀，以排出所述壳体内的气体；所述安全阀设置于所述壳体上，当所述贮箱内压力超压时，打开所述安全阀以对所述贮箱泄压。在上述技术方案中，进一步地，所述存储机构还包括泄放阀和电爆阀；所述泄放阀和所述电爆阀均设置于所述第一管路上；所述泄放阀用于所述推进剂的加注或泄放；当运输所述存储机构时，所述电爆阀用于密封所述贮箱。与现有技术相比，本申请的有益效果为：本申请提供了一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，包括存储机构以及液体增压机构；所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构。具体地，用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统可应用于上面级姿轨控发动机。其中所述液体增压机构不同于传统挤压式或涡轮泵压式输送系统，用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统不再使用高压气瓶以及涡轮泵组件，利用轻质的往复式容积泵对从存储机构内流出的推进剂进行增压，能够使得推进剂具有较高的比冲性能，并且能够同时满足姿轨控发动机高可靠、可变推、轻量化、快响应的性能。附图说明为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，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为本申请提供的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统中应用流量调节阀的结构示意图；图2为本申请提供的固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统中应用先导比例溢流阀的结构示意图。图中：100-存储机构；101-贮箱；102-液囊；103-气垫；104-泄气阀；105-安全阀；106-第一管路；107-泄放阀；108-电爆阀；109-壳体；201-先导比例溢流阀；202-燃气发生器；203-换向阀；204-第一往复式容积泵；205-一号第一支路；206-一号进液端口；207-第二往复式容积泵；208-二号第一支路；209-第二进液端口；210-第一出液端口；211-第二出液端口；212-本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，包括存储机构以及液体增压机构；/n所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构。/n

【技术特征摘要】
1.一种用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，包括存储机构以及液体增压机构；
所述存储机构用于存储推进剂；所述液体增压机构包括往复式容积泵，所述存储机构与所述往复式容积泵连通，所述往复式容积泵用于对所述推进剂增压，并用于将增压后的所述推进剂供给姿轨控发动机机构。


2.根据权利要求1所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述液体增压机构还包括控制阀和燃气发生器；
所述存储机构通过第一管路与所述往复式容积泵的进液端口连通，所述往复式容积泵的出液端口通过第三管路依次连通所述控制阀和所述燃气发生器；
所述燃气发生器用于催化分解部分所述推进剂，并通过所述第三管路导通至所述往复式容积泵的进气端口；
所述控制阀用于调控所述第三管路上的所述推进剂的流量。


3.根据权利要求2所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述往复式容积泵的数量为多个；
所述第一管路通过多个第一支路分别与多个所述往复式容积泵的进液端口一一对应连通；
多个所述往复式容积泵的多个出液端口一一对应地通过第二支路与所述第三管路的一端连通。


4.根据权利要求3所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述液体增压机构还包括换向阀；
所述换向阀设置于所述第三管路上，且其一端与所述燃气发生器导通，另一端通过与多个所述往复式容积泵的进气端口一一对应连通；
多个所述往复式容积泵的出气端口处设置均有排气电磁阀。


5.根据权利要求2所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述控制阀为先导比例溢流阀或流量调节阀。


6.根据权利要求4所述的用于固液火箭发动机的往复式容积泵的控制系统，其特征在于，所述第一支路上设置有第一单...

【专利技术属性】
技术研发人员：蔡国飙，李心瞳，张源俊，周闯，魏天放，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11