提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法及贮箱技术方案

本发明专利技术公开了一种提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法及贮箱，通过贮箱外形、连接紧固件的调整来实现系统质心变化范围的控制。贮箱的两个赤道半径相等，且两个赤道半径大于极半径；安装面位于高压气区域半球的外表面，且安装面与赤道中心面不重合；安装面上设置有奇数个不对称的安装孔，贮箱通过安装孔、连接紧固件与安装板连接。本发明专利技术保证了贮箱这种大变形压力容器在复杂多变工况下连接、紧固的可靠性，降低了金属膜片翻转运动的速率，缩小了系统质心在推进剂消耗过程中的变化范围，确保贮箱的安全、稳定运行，提升控制系统工作的稳定性，降低了控制算法难度，提高了控制过程的预见性与可靠性。了控制过程的预见性与可靠性。了控制过程的预见性与可靠性。

【技术实现步骤摘要】
提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法及贮箱


[0001]本专利技术属于单、双组元液体姿控动力系统设计
，具体涉及用于姿控系统的贮箱与连接结构，用于提高姿控系统控制过程的稳定性并保证贮箱这个压力容器的安全、可靠安装与运行。

技术介绍

[0002]大型火箭液体姿控动力系统推进剂管理多采用并联贮箱贮存，姿控动力系统推进剂管理系统所属贮箱在飞行之前与系统采用螺栓预紧连接，存在一定的横向自由度，当系统工作瞬间，贮箱一方面会因为增压而在连接面所在平面出现较大的径向膨胀，另外，贮箱气腔填充高压气体以及推进剂所在液腔被挤压压力升高也会导致其沿垂直于安装面的方向产生位移，进而导致流体连通区域的刚体发生相对运动；加之姿控系统工作阶段会不断振动，产生较大的横向振动，因而会引起贮箱安装面与连接面之间存在滑动摩擦，接触面磨损会随着工作过程的进行加剧，系统的振动也会增加；贮箱为高压大变形设备，工作过程中其变形较大，随着气体的填充、推进剂的使用其接口会出现较大的位移；为了提高系统的有效载荷和有效推进剂携带量，充分利用系统径向空间、保证系统质心位置，目前常见的设计选用了瘦高型贮箱，但这种布置方式以牺牲部分系统可靠性为代价。

技术实现思路

[0003]为了解决上述问题，本专利技术旨在提供一种提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法及贮箱，通过贮箱的外形自适应设计使之与控制方法匹配，保证贮箱这种大变形压力容器在复杂多变工况下连接、紧固的可靠性，降低金属膜片翻转运动的速率，缩小系统质心在推进剂消耗过程中的变化范围，确保贮箱的安全、稳定运行，提升控制系统的稳定性，降低控制算法难度，提高控制过程的预见性与可靠性。
[0004]为了实现上述目的，本专利技术采用以下技术方案：
[0005]提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法，所述大型火箭液体姿控动力系统中包括贮箱，贮箱通过自身的安装面与大型火箭液体姿控动力系统的安装板连接，贮箱中填充有推进剂，通过缩小贮箱在推进剂消耗过程中的质心变化范围来提高大型火箭液体姿控动力系统的稳定性和可靠性。
[0006]作为一种选择，所述缩小贮箱在推进剂消耗过程中的质心变化范围包括，
[0007]改变贮箱安装面与贮箱赤道中心面的相对位置；
[0008]改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板连接界面的受力方式和大小；
[0009]改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板之间的连接紧固件分布方式；
[0010]当火箭动力系统采用双组元发动机时，选用密度差异小的液体燃料与氧化剂作为
推进剂，且动力系统的贮箱配置遵循重量较大的贮箱用于贮存密度较小的推进剂，重量较小的贮箱用于贮存密度较大的另一种推进剂。
[0011]作为一种选择，所述改变贮箱安装面与贮箱赤道中心面的相对位置包括错开贮箱安装面与贮箱赤道中心面，使得二者不共面；
[0012]作为一种选择，所述改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板连接界面的受力方式包括提高垂直于安装面和安装板连接界面的预紧力，提高平行于安装面和安装板连接界面的摩擦力，减小平行于安装面和安装板连接界面的剪切力；
[0013]作为一种选择，所述改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板之间的连接紧固件分布方式包括采用奇数非对称的方式布置连接紧固件。奇数是指连接紧固件的数量，非对称是指任意两个连接紧固件的连线不通过安装面的圆心(中心)。
[0014]贮箱，用于大型火箭液体姿控动力系统，贮箱包括推进剂半球和高压气区域半球，推进剂半球和高压气区域半球之间通过金属膜片隔离，贮箱通过自身安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板连接；
[0015]所述推进剂半球和所述高压气区域半球共同形成椭球状贮箱，椭球状贮箱的两个赤道半径相等，且两个赤道半径大于极半径；
[0016]所述安装面位于高压气区域半球的外表面，安装面垂直于椭球状贮箱的半主轴，且安装面与椭球状贮箱赤道中心面不共面，即安装面与贮箱赤道中心面不重合；
[0017]所述安装面上布置有奇数个安装孔，任意两个安装孔的连线不经过安装面的中心，椭球状贮箱通过安装孔、连接紧固件与安装板连接。
[0018]进一步，两个不同的所述推进剂半球内填装有不同的液体推进剂，且不同的液体推进剂在15℃条件下的密度差异小于570kg/m3，即双组元推进剂贮存在不同的贮箱内，且双组元推进剂在15℃条件下的密度差异小于570kg/m3。
[0019]进一步，所述安装板上开有与安装面上安装孔匹配的连接孔，且连接孔与安装孔不同时为铰制孔或螺纹孔，贮箱安装面上安装孔的位置公差等级高于安装板上连接孔的位置公差等级。
[0020]进一步，所述安装面上包括奇数个相互独立的支耳，多个支耳在安装面上等圆心夹角均布，支耳上开有安装孔，安装孔为光孔。
[0021]优选的，所述支耳表面覆盖有耐磨涂层。
[0022]优选的，所述支耳有7个。
[0023]进一步，所述连接紧固件包括连接螺栓、螺母、平垫和弹簧垫圈；
[0024]所述连接螺栓的刚度不高于弹簧垫圈和平垫的刚度；
[0025]所述平垫表面无不规则或有害缺陷、突出毛刺，平垫的接触表面粗糙度Ra≯1.6，平垫的接触表面硬度等级为300HV～370HV；
[0026]所述弹簧垫圈为经过淬火并回火处理的重型弹簧垫圈。
[0027]进一步，所述连接螺栓的安装力矩等于连接螺栓材料允许的力矩上限。
[0028]与现有技术相比，本专利技术的大型火箭液体姿控动力系统贮箱以及提高大型火箭液体姿控动力系统中贮箱稳定性和可靠性的方法具备以下优势：
[0029]1)贮箱选用矮胖型，同等容积条件下的贮箱排放行程更小，保证金属膜片运动翻转过程的安全性并减小系统轴向质心的变化范围，提升系统的控制稳定性。
[0030]2)连接紧固件的自适应能力更强，确保工作过程系统质心偏移量最小，其中：
[0031]a)连接的平垫(片)选用高强度、抗磨损材料，连接螺栓材料的刚度(弹性模量)适中，不高于弹簧垫圈以及平垫材料所对应的刚度值(弹性模量)，装配过程中提高贮箱安装面与连接面之间连接螺栓的预紧力并选用刚度较大的重型弹簧垫圈。一般的连接紧固件如连接螺栓/螺母/垫片/弹簧垫圈所选用的材料相同，如全部采用不锈钢，但这种组合方式对外界负荷波动的适应能力较差，可靠性较差；本专利技术采用刚度较小的连接螺栓可避免贮箱安装面膨胀过程中产生较大的剪应力，提升连接紧固件在高频交变载荷下的寿命。本专利技术为了提升连接的可靠性，同时保证平垫、安装面和连接面等不断被磨损情况下仍能保证可靠连接，所以对连接紧固件的性能进行了限制。具体地，平垫的耐磨性是通过提高表面糙度进行保证，弹簧垫圈采用了重型垫圈，相比一般的轻型和标准垫圈刚性更强，且材料经过淬火与回火处理，保证了比一般材料的弹性和刚性更好，具有更强的预紧能力和摩擦力；连接螺栓的刚度是相对平垫和弹簧垫片的弹性而言，降低连接螺栓的刚度，可提升系统的本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法，所述大型火箭液体姿控动力系统中包括贮箱，贮箱通过自身的安装面与大型火箭液体姿控动力系统的安装板连接，贮箱中填充有推进剂，其特征在于：通过缩小贮箱在推进剂消耗过程中的质心变化范围来提高大型火箭液体姿控动力系统的稳定性和可靠性。2.根据权利要求1所述的提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法，其特征在于：所述缩小贮箱在推进剂消耗过程中的质心变化范围包括，改变贮箱安装面与贮箱赤道中心面的相对位置；改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板连接界面的受力方式和大小；改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板之间的连接紧固件分布方式；当火箭动力系统采用双组元发动机时，选用密度差异小的液体燃料与氧化剂作为推进剂，且动力系统的贮箱配置遵循重量较大的贮箱用于贮存密度较小的推进剂，重量较小的贮箱用于贮存密度较大的另一种推进剂。3.根据权利要求2所述的提高大型火箭液体姿控动力系统稳定性和可靠性的方法，其特征在于：所述改变贮箱安装面与贮箱赤道中心面的相对位置包括错开贮箱安装面与贮箱赤道中心面，使得二者不共面；所述改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板连接界面的受力方式和大小包括提高垂直于安装面和安装板连接界面的预紧力，提高平行于安装面和安装板连接界面的摩擦力，减小平行于安装面和安装板连接界面的剪切力；所述改变贮箱安装面与大型火箭液体姿控动力系统安装板之间的连接紧固件分布方式包括采用奇数非对称的方式布置连接紧固件。4.贮箱，用于大型火箭液体姿控动力系统，贮箱包括推进剂半球和高压气区域半球，推进剂半球和高压气区域半球之...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘显伟，张鹏，周晓兰，要晋龙，
申请(专利权)人：贵州航天朝阳科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：