液氧甲烷火箭及液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法与流程

本发明属于贮箱增压输送领域，涉及一种新型火箭推进剂液氧甲烷自生增压系统，特别是以涉及由发动机主机与游机组合下的飞行状态自生增压方案。

背景技术：

增压系统用于提供液体火箭推进剂贮箱气枕压力，增压气体进入推进剂贮箱，膨胀后占据推进剂排出后的空间，对液体推进剂产生工作压力。从而满足发动机起动及飞行过程中所需的推进剂入口正常的工作压力；满足火箭推进剂贮箱薄壁结构承载所需要的内压要求，保证贮箱结构有足够的强度和刚度。

增压方式一般包括燃气增压、气瓶增压、自生增压。

燃气增压是利用发动机燃烧产物作为增压介质的增压方式。通常是从发动机燃气发生器出口引出一个分支，通过设置在推进剂流道上的降温器进行降温处理，将燃气降到合适温度，再引入贮箱进行增压。燃气增加具有系统简单，成本较低的优点。但是，燃气成分与贮箱内推进剂成分不同，燃气使用存在局限，只能对相容性好的推进剂贮箱进行增压且适应性较差。

气瓶增压是利用贮存在高压气瓶中的增压气体进行增压。由于氦气密度小、增压能力强，在增压介质中使用较多。气瓶增压是单独配置增压系统，其具有适用性广，系统设计灵活的优点。但是，气瓶增压需要提供单独的增压气源贮存装置，系统组成相对复杂，成本较高。

自生增压方式是利用火箭的推进剂组元，通过发动机蒸发、气化后对贮箱进行增压。通常在发动机泵后高压区引出一个分支，通过蒸发器将推进剂进行气化，并将温度调节到要求值，再引入贮箱进行增压。自生增压与燃气降温增压方式类似，其具有系统简单，成本较低的优点。但是，由于自生增压采用推进剂作为增压介质，火箭会损失一定的运载能力，且适应性存在一定限制。在实际应用上，一般对于密度较小的推进剂(例如液氢)，优先选用自生增压。

因此，如何提供一种增压系统简化，能够提升火箭的运载能力，实现效益最大化的增压方式，是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

为了解决至少部分上述技术问题，本发明提供一种液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法，在发动机主机工作的第一时段，利用自生增压方式对贮箱进行增压；以及当所述发动机主机停止工作后，在发动机游机工作的第二时段中至少部分时间内，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内的气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

上述方案中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，当所述发动机主机停止工作后，在发动机游机工作的第二时段中至少部分时间内，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内的气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压包括：根据贮箱内的增压需求，确定自生增压方式的关闭时间，并在自生增压方式关闭后，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

上述方案中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，根据贮箱内的增压需求，确定自生增压方式的关闭时间，并在自生增压方式关闭后，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀对贮箱进行增压包括：在所述发动机主机停止工作的时刻，停止自生增压方式，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内的气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

在某些实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，所述第一时段为0s～150s；所述第二时段为150s～550s。

在某些实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，所述第二时段为150s～400s。

在某些实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，还包括在所述发动机游机工作的第三时段，再利用自生增压方式对贮箱进行增压；其中，所述第三时间段为400s～550s。

在某些实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，当所述发动机推力为100t时，在所述发动机工作的第一时段，所述贮箱的氧箱所需增压压力从0.37mpa降至0.14mpa；所述贮箱的燃箱所需增压压力从0.33mpa降至0.09mpa；

当所述发动机游机推力为25t时，在所述发动机游机工作的第二时段，所述贮箱的氧箱需增压压力0.14mpa降至0.10mpa，所述贮箱的燃箱需增压压力从0.09mpa降至0.05mpa。

在某些实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，当发动机推力为100t时，在所述发动机主机工作的第一时段，通过自生增压方式对所述贮箱进行增压，所述氧箱实际增压从0.39mpa降至0.36mpa，所述燃箱实际增压0.35mpa降至0.32mpa。

本发明另一方面还提供一种液氧甲烷火箭，其使用上述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法。

在某些实施方式中，所述的液氧甲烷火箭中，该液氧火箭包括：连通燃箱与发动机主机的氧自生增压管；连通氧箱与所述发动机主机的燃自生增压管；发动机支架和发动机燃机。

本发明实施例的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法至少具有如下之一的有益效果：

本发明所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，该方法将增压方案与火箭的实际工作流程相结合，本发明所述的设计方法根据发动机主机与发动机游机入口压力要求的不同和发动机主机与发动机游机的工作时间的差异，利用不同增压方案的优势，实现贮箱内剩余低温液体与高温自生增压气体之间的热交换作用，实现对推进剂的增压，使得该方法的优势最大化，同时减少推进剂的额外消耗，增加火箭的运载能力。

本发明所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中，充分利用发动机主机和发动机游机入口需要增压压力的差异，取消了游机的自生增压系统，简化了火箭结构设计，并提升了火箭的运载能力。

附图说明

图1是发明其中一个实施例所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中的第一流程图；

图2是发明其中一个实施例所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中的氧箱需要增压压力与实际增压压力；

图3是发明其中一个实施例所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中的燃箱需要增压压力与实际增压压力；

图4是发明其中一个实施例所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中的第二流程图；

图5是发明其中一个实施例所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法中的第三流程图；

图6是发明其中一个实施例所述的使用贮箱落压式增压设计方法的液氧甲烷火箭的局部结构示意图。

附图说明：

1代表燃箱，2代表氧箱，3代表发动机支座，4代表发动机游机，5代表发动机主机，6代表氧自生增压管，7代表燃自生增压管。

具体实施方式

现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

应理解本发明中所述的术语仅仅是为描述特别的实施方式，并非用于限制本发明。另外，对于本发明中的数值范围，应理解为具体公开了该范围的上限和下限以及它们之间的每个中间值。在任何陈述值或陈述范围内的中间值以及任何其他陈述值或在所述范围内的中间值之间的每个较小的范围也包括在本发明内。这些较小范围的上限和下限可独立地包括或排除在范围内。

除非另有说明，否则本文使用的所有技术和科学术语具有本发明所述领域的常规技术人员通常理解的相同含义。虽然本发明仅描述了优选的方法和材料，但是在本发明的实施或测试中也可以使用与本文所述相似或等同的任何方法和材料。本说明书中提到的所有文献通过引用并入，用以公开和描述与所述文献相关的方法和/或材料。在与任何并入的文献冲突时，以本说明书的内容为准。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

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“和/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

以下通过具体实施方式，并结合附图对本发明作进一步说明。

如图1至图3所示，本发明其中一个实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法，其包括：

在发动机主机工作的第一时段，利用自生增压方式对贮箱进行增压；以及，当所述发动机主机停止工作后，在发动机游机工作的第二时段中至少部分时间内，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内的气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

本发明提供了一种液氧甲烷火箭贮箱落压式增压方案，以克服现有技术的不足与缺陷。该方案将增压方案与实际火箭工作流程相结合，考虑发动机主机与游机入口压力要求的不同与工作时间的差异，以及贮箱内剩余低温液体与高温自生增压气体之间的热交换作用，在发动机主机工作的第一时间段，利用利用自生增压方式对贮箱进行增压，在发动机游机工作的第二时间段，利用低温推进剂的蒸发或者贮箱内的气体膨胀对贮箱进行增压。本发明充分利用发动机主机和游机入口需要增压压力的差异，取消了游机的自生增压系统，简化了火箭结构设计，分别利用不同增压方案的优势，实现对推进剂的增压，使得方案整体的优势最大化，同时减少推进剂的额外消耗，增加火箭的运载能力。发动机主机与发动机游机工作时间依据真实设计确定，依据真实工作时间，确定自生增压的结束时间。

在某些实施方式中，当所述发动机主机停止工作后，在发动机游机工作的第二时段中至少部分时间内，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内的气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压包括：根据贮箱内的增压需求，确定自生增压方式的关闭时间，并在自生增压方式关闭后，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

关闭自生增压的时间依据实际需要增压压力计算，可在游机工作时间段，先进行一段时间的自生增压，然后转换为自生膨胀增压。依据实际需要增压压力确定增压方案的调整，减少推进剂的消耗，在成本不变的情况下，增加运载能力，实现效益最大化。在某些实施方式中，根据贮箱内的增压需求，确定自生增压方式的关闭时间，并在自生增压方式关闭后，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀对贮箱进行增压包括：在所述发动机主机停止工作的时刻，停止自生增压方式，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内的气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。发动机泵入口压力与需要增压压力可以依据真实情况计算，在依靠低温推进剂自身蒸发和贮箱箱内气体膨胀下能满足需要增压压力要求时，即可结束自生增压流程。

发动机主机与发动机游机推力依据实际情况选取。

上述方案中，当所述发动机推力为100t时，在所述发动机工作的第一时段，所述贮箱的氧箱所需增压压力从0.37mpa降至0.14mpa；所述贮箱的燃箱所需增压压力从0.33mpa降至0.09mpa；

当所述发动机游机推力为25t时，在所述发动机游机工作的第二时段，所述贮箱的氧箱需增压压力0.14mpa降至0.10mpa，所述贮箱的燃箱需增压压力从0.09mpa降至0.05mpa。

当发动机推力为100t时，在所述发动机主机工作的第一时段，通过自生增压方式对所述贮箱进行增压，所述氧箱实际增压从0.39mpa降至0.36mpa，所述燃箱实际增压0.35mpa降至0.32mpa。如图2所示，从氧箱需要增压压力与实际增压压力曲线图中可以看出，在发动机主机工作的第一时间段段，当发动机主机推力为100t，氧箱的需要增压压力从0.37mpa降至0.14mpa，因采用自生增压方案以满足此时发动机主机泵入口压力条件，实际增压压力从0.39mpa降至0.36mpa。可见，在发动机主机关机时，增压压力选大于实际需要的增压压力，而发动机主机关机后，发动机游机开启，发动机游机推力为25t，需要增压压力为0.14mpa降至0.10mpa，远低于前期自生增压压力，因此可在关闭发动机主机的同时结束自生增压流程，仅利用贮箱内的气体膨胀对贮箱增压，即可满足游机的需要增压压力。该发明充分利用发动机主机和游机入口需要增压压力的差异，取消了游机的自生增压系统，简化了火箭结构设计，并提升了火箭的运载能力。

如图3所示，从燃箱需要增压压力与实际增压压力曲线图中可以看出，从燃箱曲线可以发现，在发动机主机工作段0至150s期间，由于发动机主机推力为100t，燃箱的需要增压压力从0.33mpa降至0.09mpa，因采用自生增压方案以满足此时发动机主机泵入口压力条件，实际增压压力从0.35mpa降至0.32mpa。可见，在发动机主机关机时，增压压力选大于实际需要的增压压力，而发动机主机关机后，发动机游机开启，发动机游机推力为25t，需要增压压力为0.09mpa降至0.05mpa，远低于前期自生增压压力，因此可在关闭发动机主机的同时结束自生增压流程，仅利用贮箱内的气体膨胀对贮箱增压，即可满足游机的需要增压压力。该发明充分利用发动机主机和游机入口需要增压压力的差异，取消了游机的自生增压系统，简化了火箭结构设计，并提升了火箭的运载能力。

在某些实施方式中，所述第一时段为0s～150s。所述第二时段为150s～550s。

在某些实施方式中，所述发动机主机工作时，所述贮箱实际增压从0.39mpa降至0.36mpa。

如图4所示，本发明其中一个实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法，在发动机主机工作的第一时段，利用自生增压方式对贮箱进行增压；当所述发动机主机停止工作后，在发动机游机工作的第二时段，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压；在所述发动机游机工作的第三时段，利用自生增压方式对贮箱进行增压。

其中，所述第一时段为0s～150s，所述第二时段为150s～400s，所述第三时间段为400s～550s。

如图5所示，本发明其中一个实施方式中，所述的液氧甲烷火箭贮箱落压式增压设计方法，在发动机主机工作的第一时段，利用自生增压方式对贮箱进行增压；当所述发动机主机停止工作后，在发动机游机工作的第二时段，继续利用自生增压方式对贮箱进行增压；在所述发动机游机工作的第三时段，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

其中，所述第一时段为0s～150s，所述第二时段为150s～400s，所述第三时间段为400s～550s。

发动机主机与发动机游机工作时间依据真实设计确定。在某些实施方式中，可以根据发动机游机泵入口压力值确定自生增压方式的结束时间，发动机游机开始工作时，对发动机游机泵入口压力进行实时监控，获取发动机游机泵入口压力值，并根据发动机游机泵入口压力值确定自生增压方式的结束时间。例如，当发动机主机结束时，获取发动机主机泵入口压力值，根据发动机主机泵入口压力值确定当前所需压力值作为第一压力值，继续利用自生增压方式对贮箱进行增压，发动机游机开始工作，同时，实时获取发动机游机泵入口压力值，根据发动机游机泵入口压力值确定当前所需压力值作为第二压力值，当所述第二压力值为所述第一压力值的1/8～1/9时，则关闭自生增压系统，利用低温推进剂的蒸发和贮箱内气体膨胀的至少之一对贮箱进行增压。

如图6所示，本发明还提供一种使用贮箱落压式增压设计方法的液氧甲烷火箭，其包括：燃箱1、氧箱2、发动机支座3、发动机游机4、发动机主机5、连通燃箱1与发动机主机5的氧自生增压管6，以及连通氧箱2和所述发动机主机5的燃自生增压管7。

上述方案中，所述液氧甲烷火箭还包括用于实时检测贮箱压力的检测器；数据库，所述数据库中预存有所述贮箱各个工作阶段的预期压力值；比较器，实时获取所述检测器检测的压力值，并按照工作阶段，将所述压力值与所述数据库中的预期压力值进行比较，当所述压力值小于对应的预期压力值时，则执行关闭自生增压系统的操作，同时低温推进剂的蒸发或贮箱内气体膨胀对贮箱进行增压。例如，在某些实施例中，当所示压力值为对应预期压力值的1/9～1/3时，优选地，当所示压力值为对应预期压力值的1/9～1/5时，更优选地，当所示压力值为对应预期压力值的1/9～1/8时，例如，当所示压力值为对应预期压力值的1/9或1/8时，则执行关闭自生增压系统的操作，同时低温推进剂的蒸发或贮箱内气体膨胀对贮箱进行增压。

在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。