低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机
技术领域
本实用新型涉及液体火箭发动机领域，尤其涉及一种低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机。
背景技术
随着科学技术的日新月异，航天领域的相关技术也得到了快速发展。液体火箭发动机是决定火箭性能的关键，精确地控制火箭发动机地推进剂输送，是液体火箭发动机可靠工作的前提，也是决定火箭能否有效载荷精确入轨的一个重要因素。液体火箭发动机管路输送控制系统的作用主要包括按照发动机实际工作过程要求控制管路中阀门的打开、关闭或切换，进而保证液体火箭发动机安全、可靠的工作。
然而，现有低温液体火箭发动机的管路控制系统的结构复杂，阀门数量多、总装管路多，工作可靠性低，无法满足新一代液体火箭发动机的性能要求。
因此，亟需研发一种低温液体火箭推进剂管路控制结构，可以减少阀门数量和总装管路，简化控制逻辑，使液体火箭发动机管路控制系统的性能更加安全、可靠。
发明内容
有鉴于此，本实用新型要解决的技术问题在于提供一种低温液体火箭推进剂管路控制结构及液体火箭发动机，可以减少阀门数量和总装管路，简化控制逻辑，使液体火箭发动机管路控制系统的性能更加安全、可靠。
为了解决上述技术问题，本实用新型的具体实施方式提供一种低温液体火箭推进剂管路控制结构，包含用于气体介质流通的主管路，所述主管路上游连接进气端，设置在所述主管路下游且用于控制气体介质向分支管路流通的电磁阀，以及设置在所述电磁阀下游的第一气体分支管路和第二气体分支管路，所述电磁阀一端与所述主管路连接，另一端与所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路连通，所述第一气体分支管路和所述第二气体分支管路均设有用于控制气体导通/开闭的气动阀。
进一步的，所述电磁阀包括第一电磁阀，所述第一气体分支管路包括氧主阀分支管路，所述第二气体分支管路包括燃料主阀分支管路；其中所述第一电磁阀设置在所述主管路下游，所述第一电磁阀一端与所述主管路出口端连接，另一端连通所述氧主阀分支管路和所述燃料主阀分支管路，且所述氧主阀分支管路和燃料主阀分支管路均设有气动阀。
进一步的，所述电磁阀还包含第二电磁阀，所述第一气体分支管路还包括氧副阀分支管路，所述第二气体分支管路包括燃料副阀分支管路；其中所述第二电磁阀设置在所述主管路下游，所述第二电磁阀一端与所述主管路出口端连接，另一端连通所述氧副阀分支管路和所述燃料副阀分支管路，且所述氧副阀分支管路和燃料副阀分支管路均设有气动阀。
进一步的，所述电磁阀还包含第三电磁阀，所述第一气体分支管路还包括氧副阀关闭分支管路，所述第二气体分支管路还包括燃料副阀关闭分支管路；其中所述第三电磁阀设置在所述主管路下游，所述第三电磁阀一端与所述主管路出口端连接，另一端连通所述氧副阀关闭分支管路和所述燃料副阀关闭分支管路，所述氧副阀关闭分支管路和所述燃料副阀关闭分支管路均设有气动阀。
进一步的，所述第二气体分支管路和所述第一气体分支管路的至少之一设有用于调节气体流量的流量调节器。
进一步的，所述流量调节器为单孔节流圈结构。
进一步的，所述电磁阀为两位三通阀。
进一步的，所述进气端设有用于控制所述进气端气体介质流入的控制阀和设置在所述主管路中所述控制阀下游且用于存放气体介质的气瓶。
进一步的，所述控制阀一端与所述气瓶连接，另一端连接瓶充放气端口，所述控制阀的上游充气管路上设有充放气节流圈。
本实用新型的另一个部分提供了一种液体火箭发动机，包含以上所述低温液体火箭推进剂管路控制结构的技术特征。
与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：本设计的液体火箭发动机的推进剂输送管路中，采用同一个电磁阀同时控制两个气动阀，减少了电磁阀数量、总装管路数量及发动机结构质量，提高发动机的可靠性。
本实用新型实施例的推进剂管路输送结构解决了现有技术中低温液体火箭发动机控制系统的控制系统复杂，阀门数量多、总装管路多，可靠性低等问题，简化系统，提高了系统的可靠性。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本实用新型的原理。
图1为本实用新型具体实施方式提供的一种低温液体火箭推进剂管路控制结构的原理图。
图2为本实用新型具体实施方式提供的流量调节器的结构示意图。
附图标记说明：
1主管路2控制阀
3气瓶4气动阀
5第一电磁阀6氧主阀分支管路
7燃料主阀分支管路8流量调节器
9第二电磁阀10氧副阀分支管路
11燃料副阀分支管路 12第三电磁阀
13氧副阀关闭分支管路 14燃料副阀关闭分支管路
15三通管路 16气瓶充放气端口
17充放气节流圈
具体实施方式
为使本实用新型实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本实用新型所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本实用新型内容的实施例后，当可由本实用新型内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本实用新型内容的精神与范围。
本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，但并不作为对本实用新型的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本实用新型，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
图1为本实用新型具体实施方式提供的一种低温液体火箭推进剂管路控制结构的原理图。如图1所示，本实用新型实施例的低温液体火箭推进剂管路控制结构包含：用于气体介质流通的主管路1，主管路1上游连接进气端，设置在主管路1下游且用于控制气体介质向分支管路流通的电磁阀，以及设置在电磁阀下游的第一气体分支管路和第二气体分支管路。电磁阀一端与主管路1出口端连接，另一端连通第一气体分支管路和第二气体分支管路，第一气体分支管路和第二气体分支管路均设有用于控制气体导通/开闭的气动阀4。
具体的说：该种低温液体火箭推进剂管路控制结构由主管路1，进气端，电磁阀，第一气体分支管路和第二气体分支管路组成。本设计的液体火箭发动机的推进剂输送管路中，采用同一个电磁阀同时控制两个气动阀，减少了电磁阀数量、总装管路数量及发动机结构质量，提高发动机的可靠性。
本实用新型实施例的推进剂管路输送结构解决了现有技术中低温液体火箭发动机控制系统的控制系统复杂，阀门数量多、总装管路多，可靠性低等问题，简化系统，提高了系统的可靠性。
在本实施例的推进剂管路输送结构中，电磁阀一端与主管路1出口端连接，另一端连通第一气体分支管路和第二气体分支管路，第一气体分支管路和第二气体分支管路均设有用于控制气体导通/开闭的气动阀4，即本实用新型实施例的推进剂管路输送系统采用电磁阀控制若干管路的气动阀的模式，简化了管路结构，提高了管路输送系统的工作可靠性。
需要指出，如果每个气动阀都需要单独设置电磁阀，且通过管路连接，则在管路控制过程中，需要单独给予各个电磁阀信号。这种方式存在如下缺点：一方面，在信号的传输过程中，传输至每个电磁阀的信号会存在时差，进而造成阀门的打开/关闭存在时间差。另一方面，多个电磁阀控制，相当于在管路输送系统中，增加了电气设备，从而发生电磁阀工作故障的概率也相应增大。
本实用新型实施例的推进剂管路输送结构，采用电磁阀同时控制例如两个气动阀，减少了电磁阀数量、总装管路数量及发动机结构质量。此外，在本实用新型实施例的推进剂管路输送系统中，控制路存在长时高压通气的管路减少，气体发生泄露风险降低，进而提高发动机可靠性。可以理解，由于本实施例采用同一个电磁阀同时控制两个气动阀，可以有效降低阀门的打开/关闭时间差，提高了各管路工作的同步性，从而进一步改善液体火箭发动机的性能。
另外，由于在本实用新型实施例的推进剂管路输送结构中，第二气体分支管路和第一气体分支管路的至少之一设有用于调节气体流量的流量调节器8，流量调节器8可以根据要求调节其中一个分支管路气体流量，从而方便控制第二气体分支管路和/或第一气体分支管路气动阀的开关时序，不仅操作简单，而且流量调节效率高，进一步简化了液体火箭发动机的管路结构。
特别需要强调的是，为了方便控制各支路的气体介质流入与流出，如图1所示，在本实施方式中，例如，电磁阀可以包括第一电磁阀5，第二电磁阀9和第三电磁阀12。
此外，本申请的气体分支管路用于输送气体，以控制气动阀打开。氧化剂和燃料通过其他管路输送。
在本实施方式中，第一气体分支管路包括氧主阀分支管路6，第二气体分支管路包括燃料主阀分支管路7。例如，可以将第一电磁阀5设置在主管路1下游，第一电磁阀5一端与主管路1出口端连接，另一端连通氧主阀分支管路6和燃料主阀分支管路7，且氧主阀分支管路6和燃料主阀分支管路7均设有气动阀4。燃料主阀分支管路7和/或氧主阀分支管路6的至少之一设有流量调节器8。例如，可以在燃料主阀分支管路7上设置流量调节器8，方便调节经过燃料主阀分支管路7的燃料。
继续参见图1，第一气体分支管路还包括氧副阀分支管路10，第二气体分支管路包括燃料副阀分支管路11。其中第二电磁阀9设置在主管路1下游，第二电磁阀9一端与主管路1出口端连接，另一端连通氧副阀分支管路10和燃料副阀分支管路11。氧副阀分支管路10和燃料副阀分支管路11均设有气动阀4，燃料副阀分支管路11和/或氧副阀分支管路10的至少之一设有流量调节器8。例如，流量调节器8可以仅设置在燃料副阀分支管路11上。
如图1所示，第一气体分支管路还包括氧副阀关闭分支管路13，第二气体分支管路还包括燃料副阀关闭分支管路14。第三电磁阀12设置在主管路1下游，第三电磁阀12一端与主管路1出口端连接，另一端连通氧副阀关闭分支管路13和燃料副阀关闭分支管路14，氧副阀关闭分支管路13和燃料副阀关闭分支管路14均设有气动阀4，且燃料副阀关闭分支管路14和/或氧副阀关闭分支管路13的至少之一设有流量调节器8。例如，流量调节器8可以仅设置在燃料副阀关闭分支管路14上。
在上述实施例中，例如，第一电磁阀5，第二电磁阀9和第三电磁阀12可以在主管路1下游依次排列，即第一电磁阀5位于第二电磁阀9的下游，第二电磁阀9位于第三电磁阀12的下游。通过设置各电磁阀在主管路1下游的位置，可以使气体介质流量调配过程与液体火箭发动机的推进剂供应之间更好的匹配，从而改善液体火箭发动机的工作性能。
当主管路1上有更多分支管路时，可相应增加主管路1的电磁阀数量。此外，可以理解的是，设于分支管路的流量调节器8可以同时设置在单个电磁阀控制的两个分支管路上。例如，以氧主阀分支管路和燃料主阀分支管路为例，流量调节器8可以同时设置在两个分支管路上，从而可以同时调节两个分支管路的气体流量，提高对不同气动阀的适应能力。
例如，当两个被控阀门可同时动作时，流量调节器可省略装配。例如，氧副阀关闭分支管路13和燃料副阀关闭分支管路14上的气动阀同时工作时，为了节省安装工序，例如，流量调节器8可以省略安装。
在本实施方式中，以氧主阀，氧副阀，燃料主阀和燃料副阀进行说明，而在实际应用过程中，当有更多阀门需要控制时，可以相应地增加电磁阀数量。
需要说明的是，为了方便使用，便于控制气体介质的流入与流出，例如，电磁阀可以为两位三通阀。
如图2所示，进一步需要指出的是，为了方便调节气体介质，例如，流量调节器8为单孔节流圈结构。值得一提的是，为了避免气体中含有的杂质对单孔节流圈结构造成堵塞，同时可以有方便调节气体介质流量，可以将单孔节流圈结构的孔径为A设置为0.5mm或0.6mm。经过大量数据仿真和实践，当A满足0.3mm≤A≤1.2mm时，可以改善对分支管路的气体介质流量调节性能。
特别需要注意的是，为了便于操作，提高控制系统的稳定性，例如，控制阀2为自锁电磁阀。具体地，自锁电磁阀在打开路通电时打开，且在打开路断电后维持打开状态，所述自锁电磁阀在关闭路通电时关闭，且在关闭路断电后维持关闭状态。通过在主管路上设置自锁电磁阀，可以减少通电时间，降低能源消耗，同时避免电器设备在长期通电下发生故障，提高了推进剂管路输送系统工作的可靠性和寿命。
如图1所示，进一步说明的是，进气端设有且用于控制进气端气体介质流入的控制阀2和设置在主管路1中控制阀2下游且用于存放气体介质的气瓶3。控制阀2一端与气瓶3连接，另一端连接气瓶充放气端口，且与所述气瓶充放气端口连接的管路(即控制阀2的上游管路)上设有充放气节流圈。为了方便气瓶3与主管路1和控制阀2连接，保证气体介质流通顺畅，例如，将气瓶3通过三通管路与主管路1和控制阀2连通。
此外，为了保证进入气瓶3的充放气端口内的气体平稳，例如，在与气瓶3的气瓶充放气端口16连接的充气管路上设有充放气节流圈17。本实用新型的另一个方面提供了一种液体火箭发动机，包括低温液体火箭推进剂管路控制结构的技术特征。
本实用新型的管路输送结构在一个应用场景下的具体工作过程如下：
1、充放气端口16与地面充气设备连接。
2、检查阀门、产品及电气系统是否运转正常，并对管路系统进行气密性检查。
3、认控制阀2和所有电磁阀处于关闭状态。
4、控制阀2打开路通电，开始对气瓶3进行充气，随后打开路断电；当气瓶压力充压至要求值时，控制阀2关闭路通电，气瓶充放气端口16撤气，控制阀2关闭，气瓶充气完成。
5、发动机准备起动时，给控制第一电磁阀5通电，从而氧主阀分支管路6和燃料主阀分支管路7通气，通过燃料主阀打开控制流量调节器8控制流过燃料主阀分支管路7的气体流量，由此控制氧主阀和燃料主阀打开时序，推进剂进入推力室完成点火。
6、按预定时序给控制第二电磁阀9通电，氧副阀分支管路10和燃料副阀分支管路11通气，通过燃料副阀打开控制流量调节器8控制流过燃料副阀分支管路11的气体流量，由此控制氧副阀和燃料副阀打开时序，推进剂进入燃气发生器完成点火。
7、当发动机完成起动后，第一电磁阀5、第二电磁阀9断电，氧主阀、燃料主阀、氧副阀、燃料副阀在入口推进剂压力下维持打开。
8、当发动机准备关机时，给第三电磁阀12通电，氧副阀关闭分支管路13和燃料副阀关闭分支管路14通气，通过燃料副阀关闭控制流量调节器8控制流过燃料副阀关闭分支管路14的气体流量，由此控制氧副阀和燃料副阀关闭时序。氧副阀和燃料副阀关闭后，推力室氧主阀入口压力和燃料主阀入口压力降低到一数值时氧主阀和燃料主阀自动关闭，发动机完成关机。
9、若发动机或火箭发射准备过程出现紧急情况时，根据实际情况决策是否需要对气瓶3进行放气，若需要放气，则给控制阀2打开路通电，气瓶内高压气体通过气瓶充放气端口16排出，否则进入下一步骤。
10、当发动机试车完成或火箭飞行完成后，若需对气瓶3进行钝化处理，则给控制阀2打开路通电(通电1s)，气瓶3内残存高压气体通过气瓶充放气端口16排出，气瓶3压力下降到安全值后，给控制阀2关闭路路通电(通电1s)，阀门关闭，完成气瓶钝化处理。
值得注意的是，本发明所述管路输送系统主要适用于由同一电磁阀所控制的两个被控阀动作时序差不大于0.3s的情况。
值得注意的是，本实用新型所述管路输送系统主要适用于由同一电磁阀所控制的两个被控阀动作时序差不大于0.3s的情况。
以上仅为本实用新型所述控制系统在低温液体火箭发动机中的一个具体实施方案，并不用于限制本实用新型的保护范围。
以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，在不脱离本实用新型的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本实用新型保护的范围。
