液体火箭多机并联均衡自生增压管路及系统技术方案

本实用新型专利技术公开了一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，包括中心分支管、周向分支管、C形环管和汇总管；中心分支管第一端与C形环管连通，中心分支管第二端与中心发动机连通；周向分支管第一端与C形环管连通，周向分支管第二端与周向均布发动机连通；C形环管为设有缺口的环形管，汇总管第一端与C形环管连通，汇总管第二端与贮箱连通。本实用新型专利技术还公开了一种包含该管路的自生增压系统。本实用新型专利技术在有限的发动机舱空间内实现了增压介质的汇总及输送，有效地保证了增压介质的均衡流动，提升了自生增压管路中增压介质的流动稳定性。升了自生增压管路中增压介质的流动稳定性。升了自生增压管路中增压介质的流动稳定性。

【技术实现步骤摘要】
液体火箭多机并联均衡自生增压管路及系统


[0001]本技术属于液体运载火箭
，涉及一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路及系统，能够实现均衡自生增压。

技术介绍

[0002]液体火箭的自生增压方案使用发动机引出的高温增压介质供贮箱增压，自生增压管路承担将增压介质输送至贮箱的主要功能。现有运载火箭的自生增压管路多采用分支管+多通+汇总管的布局形式，通过多通将发动机产生的增压介质进行汇总，用以实现贮箱所需增压介质的输送。
[0003]新型大推力运载火箭采用七台以上发动机并联的结构布局，发动机数量的大幅增加导致新型大推力运载火箭的发动机舱内空间相较于传统型号更加有限。更多的发动机意味着单位时间内增压介质输送量更大，需要更大体积的多通进行汇总。同时自生增压分支管数量随发动机数量同步增加，也需要占据更多发动机舱空间。
[0004]新型大推力运载火箭规模更大，对自生增压管路的紧凑性、均衡性和补偿能力提出了更高的要求。由此导致一方面，传统自生增压管路布局形式难以满足有限空间的限制和高温高压大变形条件下补偿量的需求；另一方面，发动机数量的增加导致自生增压管路中增压介质流量、压力脉动加剧，均衡性变差。

技术实现思路

[0005]本技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路及系统，解决了传统自生增压管路布局形式难以满足有限空间的限制以及补偿量、均衡性的需求，本技术在有限的发动机舱空间内实现了增压介质的汇总及输送，有效地保证了增压介质的均衡流动，提升了自生增压管路中增压介质的流动稳定性。
[0006]为实现上述技术目的，本技术提供如下技术方案：
[0007]一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，包括中心分支管、周向分支管、C形环管和汇总管；
[0008]中心分支管第一端与C形环管连通，中心分支管第二端与中心发动机连通；
[0009]周向分支管第一端与C形环管连通，周向分支管第二端与周向均布发动机连通；
[0010]C形环管为设有缺口的环形管，汇总管第一端与C形环管连通，汇总管第二端与贮箱连通。
[0011]进一步的，汇总管第一端设于C形环管中与所述缺口对称的位置。
[0012]进一步的，C形环管为分段结构；
[0013]周向分支管第一端利用直角通连接于C形环管端部，或利用三通与C形环管中两段分段结构连接；
[0014]中心分支管利用三通与C形环管中两段分段结构连接。
[0015]进一步的，若干个周向均布发动机均匀分布于以中心发动机为中心的圆弧上；
[0016]周向分支管均匀分布于C形环管上。
[0017]进一步的，中心分支管、周向分支管和C形环管中设有变形补偿器。
[0018]进一步的，变形补偿器为波纹管补偿器或网套补偿器。
[0019]进一步的，波纹管补偿器焊接于C形环管中，位于任意两个相邻管路连接点之间；所述连接点包括中心分支管、周向分支管与C形环管的连接点以及汇总管与C形环管的连接点。具体的说，C形环管在设有波纹管补偿器的位置断开，波纹管补偿器的两端分别与C形环管断开处的两端焊接，利用波纹管补偿器将两段断开的C形环管连通。
[0020]进一步的，网套补偿器焊接于中心分支管和周向分支管中。具体的说，中心分支管或周向分支管在设有网套补偿器的位置断开，网套补偿器的两端分别与管路断开处的两端焊接，利用网套补偿器将两段断开的管路连通。
[0021]进一步的，网套补偿器为双层结构，内层为U形波纹管，外层为钢丝网套；
[0022]U形波纹管的内径与所在管路的内径相同；
[0023]网套补偿器长度根据所在管路所需变形补偿量确定。
[0024]一种液体火箭多机并联均衡自生增压系统，包括中心发动机、周向均布发动机和贮箱；
[0025]若干个周向均布发动机均匀分布于以中心发动机为中心的圆弧上，中心发动机和周向均布发动机中的增压介质利用上述液体火箭多机并联均衡自生增压管路输送至贮箱。
[0026]本技术与现有技术相比具有如下有益效果：
[0027](1)本技术通过采用C形环管汇总多机增压介质，以及1台中心分机+其余均布分机的紧凑化设计，在有限的发动机舱空间内实现了增压介质的汇总及输送；
[0028](2)本技术在满足管路大变形量补偿需求的基础上，充分利用C形环管与分机布局的对称性，有效地保证了增压介质的均衡流动，提升了自生增压管路中增压介质的流动稳定性。
附图说明
[0029]图1为本技术液体火箭多机并联均衡自生增压管路示意图；
[0030]图2为本技术液体火箭多机并联均衡自生增压管路仰视图；
[0031]图1中，1
‑
中心分支管，2
‑
周向分支管，3
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C形环管，4
‑
汇总管，5
‑
波纹管补偿器，6
‑
网套补偿器。
具体实施方式
[0032]下面通过对本技术进行详细说明，本技术的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
[0033]在这里专用的词“示例性”意为“用作例子、实施例或说明性”。这里作为“示例性”所说明的任何实施例不必解释为优于或好于其它实施例。尽管在附图中示出了实施例的各种方面，但是除非特别指出，不必按比例绘制附图。
[0034]针对现有技术中存在的问题，需提出一种适用于新型大推力运载火箭多机并联的新型自生增压管路布局，使之在满足汇总、输送增压介质的基本功能外，可以适应新型运载火箭多发动机并联条件下有限的发动机舱空间，同时具备较大的补偿能力和较强的均衡增
压介质能力。
[0035]本技术提供一种适用于液体运载火箭多发动机并联布局的、具备较强补偿能力和均衡增压介质能力的自生增压管路布局。
[0036]适用于液体运载火箭多发动机并联的均衡自生增压管路布局如下：
[0037]1)采用C形环管实现多发动机增压介质的均衡汇总；
[0038]2)分支管与环管使用直角通或三通进行连接实现1台中心分机+其余均布分机的紧凑布局形式。
[0039]3)根据发动机接口位置和周向分支管均布需求，利用直角通、三通或对接法兰对环管和分支管分段，通过每段管路上补偿器的设置实现管路大变形量的补偿。
[0040]多机并联均衡自生增压管路布局见图1和图2所示，包括连接发动机的中心分支管1和周向分支管2、C形环管3以及汇总管4。
[0041]在一种优选的实施方式中，七台发动机分别设置增压气体出口，不设置统一汇总口。自生增压管系通过从每台发动机分别引出一根分支管，经后过渡段环管(即C形环管)汇总后连接至贮箱增压法兰，实现多机并联条件下增压介质的均衡汇总及输送。
[0042]中心分支管1、周向分支管2与C形环管3之间采用直角通或三通进行连接，均布分机自生增压管分支管绕箭轴均本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，其特征在于，包括中心分支管(1)、周向分支管(2)、C形环管(3)和汇总管(4)；中心分支管(1)第一端与C形环管(3)连通，中心分支管(1)第二端与中心发动机连通；周向分支管(2)第一端与C形环管(3)连通，周向分支管(2)第二端与周向均布发动机连通；C形环管(3)为设有缺口的环形管，汇总管(4)第一端与C形环管(3)连通，汇总管(4)第二端与贮箱连通。2.根据权利要求1所述的一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，其特征在于，汇总管(4)第一端设于C形环管(3)中与所述缺口对称的位置。3.根据权利要求1所述的一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，其特征在于，C形环管(3)为分段结构；周向分支管(2)第一端利用直角通连接于C形环管(3)端部，或利用三通与C形环管(3)中两段分段结构连接；中心分支管(1)利用三通与C形环管(3)中两段分段结构连接。4.根据权利要求1所述的一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，其特征在于，若干个周向均布发动机均匀分布于以中心发动机为中心的圆弧上；周向分支管(2)均匀分布于C形环管(3)上。5.根据权利要求1所述的一种液体火箭多机并联均衡自生增压管路，其特征在于，中心分支管(1)、周向分支管(2)和...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨茜茜，李丁丁，董鹏鹏，张宇，周冠宇，王毅，王鸣鹤，司会柳，王细波，吴俊峰，吴云峰，卫强，穆俊宇，黄薇，徐铭，税晓菊，张萌，曹文利，刘艳，李林，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，
类型：新型
国别省市：