用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件的制作方法

本发明涉及航天发动机技术领域，具体涉及一种用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件。

背景技术：

在液体火箭处于地面或者起飞之后的多个阶段中，其液体发动机均需要通过地面吹除系统或者箭上吹除系统对其进行吹除操作，以确保液体火箭的飞行安全。

低温液体火箭发动机的吹除系统的主要作用可以包括：1)防止发动预冷过程中空气中的水蒸气进入发动机内腔产生结冰现象，进而导致阀门卡滞、喷嘴堵塞、涡轮泵轴系卡滞等故障。2)防止涡轮泵中的氧化剂和燃料发生窜腔现象。3)减小发动机的关机后效冲量。4)便于发动机在试验后的后续处理。

现有液体火箭发动机的吹除系统，不仅吹除效果差，而且操作工艺复杂，影响了液体火箭工作的可靠性，增加了液体火箭飞行失利的风险。

技术实现要素：

针对现有技术中的上述技术问题，本发明提出了一种用于低温液体火箭发动机的吹除系统和吹除转接件。本发明的吹除系统，采用了模块化设计，其可以根据火箭发射前后的状态变化，流畅地执行存储模块充气、地面吹除系统的吹除以及箭上吹除之间的切换，从而极大地改善了吹除系统的工作效率及连续性。

本发明的一个方面提供了一种用于低温液体火箭发动机的吹除系统，包括第一接气模块、存储模块、气流调节模块、吹除模块、控制模块和第二接气模块；其中所述第一接气模块的出气口连接所述存储模块的进气口、所述存储模块出气口连接所述气流调节模块的进气口、所述气流调节模块的出气口连接所述吹除模块的进气口，所述第二接气模块的出气口连接所述吹除模块的进气口；所述第一输入模块的进气口用于连接充气设备，从而通过充气设备执行对所述存储模块的充气操作；所述第二输入模块的进气口用于连接地面吹除装置，从而地面吹除装置经所述吹除模块执行向涡轮泵、推力室和燃气发生器中至少之一的吹除操作；所述控制模块控制所述存储模块与所述第一接气模块彼此连通，从而充气设备通过所述第一接气模块向所述存储模块充气，且在所述存储设备中的气压达到预设值时，关闭所述存储模块与所述第一接气模块之间的连通管路；所述控制模块在低温液体运载器的发动机在预冷前控制所述第二接气模块与所述吹除模块连通，从而地面吹除装置的气流通过所述第二接气模块、所述吹除模块执行对涡轮泵、推力室和燃气发生器中至少之一的吹除操作；所述控制模块在发动机点火状态正常时，控制所述气流调节模块执行所述存储模块与所述吹除模块的连通操作，从而所述存储模块所存储的气流通过所述吹除模块执行对涡轮泵、推力室和燃气发生器的至少之一执行吹除操作；所述控制模块在所述发动机点火后，控制所述气流调节模块关闭所述存储模块与所述吹除模块之间的连通，从而停止向涡轮泵、推力室和燃气发生器的至少之一的吹除操作。

在一个实施例中，所述控制模块还用于在地面吹除装置停止吹除操作后，控制所述气流调节模块调节所述存储模块与所述吹除模块彼此连通。

在一个实施例中，所述控制模块根据发动机的关机时序在发动机关机前，控制所述气流调节模块执行对所述存储模块与所述吹除模块之间的连通操作，从而所述存储模块存储的气流经所述吹除模块执行对推力室和燃气发生器至少之一的吹除操作。

在一个实施例中，所述气流调节模块包括至少一个第一自锁电磁阀，所述第一自锁电磁阀设置在所述存储模块下游的第一主管路上，以通过所述第一自锁电磁阀的打开和关闭使所述存储模块和所述吹除模块之间连通或关闭；其中第一自锁电磁阀在打开路通电时阀门打开，且在打开路断电后维持打开状态；第一自锁电磁阀的关闭路通电时关闭，且在关闭路断电后维持关闭状态。

在一个实施例中，所述吹除模块包括氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路；所述气流调节模块还包括第二自锁电磁阀和两个控制电磁阀；其中所述第二自锁电磁阀设置在所述涡轮泵隔离腔吹除支路上，所述两个控制电磁阀分别设置在氧头腔吹除支路和燃料腔吹除支路上；其中所述控制电磁阀在通电时打开，断电时关闭。

在一个实施例中，所述氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路上分别设置单向阀，以确保在执行吹除操作时，来自所述第一主管路的气流从所述吹除模块的出气口吹出。

在一个实施例中，所述气流调节模块还包括第一减压阀；其中所述第一减压阀设置在所述第一自锁电磁阀下游的所述第一主管路上，所述第一减压阀用于将通过的气体减压至7-8mpa。

在一个实施例中，所述气流调节模块还包括第二减压阀；其中所述第二减压阀设置在所述涡轮泵隔离腔吹除支路上，所述第二减压阀用于将通过该减压阀的气体压力降低至1-1.5mpa。

在一个实施例中，所述存储模块包括气瓶，所述第一接气模块包括第三自锁电磁阀；其中所述气瓶通过三通连接至所述第三自锁电磁阀的出气口和所述第一自锁电磁阀的进气口，从而所述气瓶通过设于所述气瓶上游第一主管路的所述第三自锁电磁阀和设于所述气瓶下游的所述第一主管路的所述第一自锁电磁阀控制所述气瓶的充气和放气。

在一个实施例中，所述第二接气模块的接气口连接第二主管路，所述第二主管路分别连接三个支路，且所述三个支路分别连接所述氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路；所述三个支路均设置单向阀，以确保经从所述接气口进入的气体从所述吹除模块的出气口吹出。

本发明的另一个方面提供了一种用于低温液体火箭发动机的吹除转接件，吹除转接件包括第一主管路、分别设于所述第一主管路的不同位置的第一自锁电磁阀和第三自锁电磁阀、通过三通管分别连接所述第一自锁电磁阀的进气口和所述第三自锁电磁阀的出气口的气体存储装置以及连接所述第一主管路的吹除管路；其中充气设备通过所述第一主管路的进气口向所述气体存储装置充气，且在所述气体存储装置内的气压达到预设值之后，所述第三自锁电磁阀关闭；所述气体存储装置在所述第一自锁电磁阀打开后通过所述吹除管路执行向涡轮泵、推力室和燃气发生器的至少之一的吹除操作；其中自锁电磁阀在打开路通电时阀门打开，且在打开路断电后维持打开状态；自锁电磁阀的关闭路通电时关闭，且在关闭路断电后维持关闭状态。

在一个实施例中，所述吹除管路包括氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路；所述吹除转接件还包括第二自锁电磁阀和两个控制电磁阀；其中所述第二自锁电磁阀设置在所述涡轮泵隔离腔吹除支路上，所述两个控制电磁阀分别设置在氧头腔吹除支路和燃料腔吹除支路上；所述控制电磁阀在通电时打开，断电时关闭。

在一个实施例中，所述第一主管路位于所述第一自锁电磁阀的下游的位置设有第一减压阀，所述第一减压阀用于将通过的气体减压至7-8mpa。

在一个实施例中，所述涡轮泵隔离腔吹除支路上设有第二减压阀，所述第二减压阀用于将通过该减压阀的气体压力降低至1-1.5mpa。

在一个实施例中，吹除转接件还包括第二主管路，所述第二主管路的出气口连接三个支路，且所述三个支路分别设置单向阀；所述第二主管路的进气口用于连接地面吹除设备，从而地面吹除设备吹出的气体分别经所述氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路执行对涡轮泵、推力室和燃气发生器的至少之一的吹除操作。

本发明的低温液体火箭发动机的吹除系统通过模块化的设计，提高了液体火箭在发射前后不同状态之间的转换效率，实现了吹除系统的存储模块充气、地面吹除系统吹除及箭上吹除之间的流畅切换，进而提高了吹除效率。本发明的吹除转接件通过设置自锁电磁阀，使得吹除操作进行时，无需长时间对其进行通电操作，提高了吹除系统的工作可靠性且降低了电量损耗。

在阅读具体实施方式并且在查看附图之后，本领域的技术人员将认识到另外的特征和优点。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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是本发明实施例的吹除系统示意图。

图2-4为本发明实施例的吹除系统结构示意图。

图5-8为本发明实施例的吹除转接件的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本发明的技术方案。诸如“下面”、“下方”、“在…下”、“低”、“上方”、“在…上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。

如前所述，吹除系统是低温液体火箭发动机可靠工作的重要保证，也是火箭有效载荷精确入轨的一个重要环节。现有低温液体火箭发动机吹除系统目前主要存在以下问题：

(1)充气过程中充气阀需要频繁动作，严重影响发动机工作时阀门的可靠性。

(2)由于火箭总体和发动机总体相对独立，导致火箭发射前发动机地面吹除系统和发动机自带吹除系统工作衔接不合理，也使得发动机点火前，尝尝需要频繁的给存储有气体的气瓶补气，不利于发动机点火前或火箭发射前的流程管理。

(3)涡轮泵隔离吹除的电磁阀功能配置不合理，目前所采用的电磁阀需要一直维持供电，以确保电磁阀始终处于打开状态。即发动机工作时间越长，电磁阀发热越明显，严重影响阀门自身及涡轮泵工作的可靠性。

(4)推力室、燃气发生器头腔吹除与涡轮泵隔离吹除之间分配不合理，导致发动机地面接口过多、所使用的控制电磁阀过多。此外，通常情况下，现有技术的吹除系统，火箭达到预定轨道后发动机关机时，气瓶剩余气量常常发生严重富余，气瓶中存储的过量气体相当于损失了火箭的部分有效载荷。

需要说明的是，本申请为了描述简单，下文仅仅采用了“火箭”对本申请进行了描述，但其内涵不限于所用的具体词，也可以是导弹以及能够将有效载荷送入空中的类似运载器。

本发明的一个方面提供了一种用于低温液体火箭发动机的吹除系统。参见图1，吹除系统包括第一接气模块10、存储模块20、气流调节模块30、吹除模块40、控制模块50和第二接气模块60。其中所述第一接气模块10的出气口连接所述存储模块20的进气口、所述存储模块20的出气口连接所述气流调节模块30的进气口、所述气流调节模块30的出气口连接所述吹除模块40的进气口，所述第二接气模块60的出气口连接所述吹除模块40的进气口。

在该吹除系统中，例如，所述第一接气模块10的进气口用于连接充气设备，从而通过充气设备执行对所述存储模块20的充气操作。所述第二接气模块60的进气口用于连接地面吹除装置，从而地面吹除装置经所述吹除模块40执行向涡轮泵、推力室和燃气发生器中至少之一的吹除操作。如前所述，存储模块20用于存储吹除气体，例如，在地面吹除系统停止对发动机的吹除工作时，可以通过存储模块20所存储的气体执行发动机的吹除操作。例如，地面吹除设备工作时，吹除系统与其连通的管路处于打开状态，从而地面吹除设备的气体可以通过吹除系统执行对发动机的吹除操作。

在该吹除系统中，例如，第二接气模块60与吹除模块40之间的管路与存储模块20与吹除模块40之间的管路可以为分别独立的管路。例如，在吹除模块40中，连通第二接气模块60的支路和连通存储模块20的支路之间也可以彼此连通，且各自支路可以分别设置单向阀，从而使气体只能朝上述涡轮泵、推力室和燃气发生器的方向运动；同时，通过在支路设置单向阀，可以确保在连通第二接气模块60的支路和连通存储模块20的支路之一关闭后，防止该支路的气体从另一个支路反向运动，从而显著提高吹除系统工作的可靠性。

在该吹除系统中，所述控制模块50可以控制所述存储模块20与所述第一接气模块10彼此连通，从而充气设备通过所述第一接气模块10向所述存储模块20充气，且在所述存储设备(例如，气瓶)中的气压达到预设值时，关闭所述存储模块20与所述第一接气模块10之间的连通管路。例如，在控制模块50与存储模块20之间的连通管路上可以设电磁阀，控制模块50可以通过向电磁阀发送开启或关闭信号，以控制电磁阀的打开和关闭。在电磁阀打开的情况下，充气设备可以通过第一接气模块10可以向存储模块20充气；在充气完毕后，控制模块50可以控制电磁阀关闭以将气体限制在存储模块20之内。

该吹除系统在工作时，所述控制模块50在低温液体运载器的发动机预冷前控制所述第二接气模块60与所述吹除模块40连通，从而地面吹除装置产生的气流通过所述第二接气模块60、所述吹除模块40执行对涡轮泵、推力室或燃气发生器的吹除操作。例如，第二接气模块60与吹除模块40之间通过气体管路连接，且气体管路上可以设置电磁阀，在第二接气模块60连接地面充气设备之后，控制模块50通过控制电磁阀的开启，使得其产生的气体通过吹除模块40执行吹除操作。

例如，在该实施例中，电磁阀可以为自锁电磁阀。具体地，在自锁电磁阀的打开路通电时自锁电磁阀打开，且在打开路关闭时，自锁电磁阀维持打开状态。在自锁电磁阀的关闭路通电时关闭，且在关闭路断电后，自锁电磁阀维持关闭状态。本发明的吹除系统，通过在管路中采用自锁电磁阀，一方面，可以避免了通电时间过长，产生热量过多，消耗能源过多的问题；另一方面，也降低了通电状态下，故障的发生概率，从而极大的提高了吹除系统的工作可靠性。

例如，在发动机点火状态正常且准备点火时，所述控制模块50控制所述气流调节模块30执行所述存储模块20与所述吹除模块40的连通操作，从而所述存储模块20所存储的气流通过所述吹除模块40执行对涡轮泵、推力室或燃气发生器的吹除操作。所述控制模块50在所述发动机点火后，控制所述气流调节模块30关闭所述存储模块20与所述吹除模块40之间的连通管路，从而停止向涡轮泵、推力室和燃气发生器的吹除操作。例如，控制模块50可以获取来自箭上(例如，箭上计算机)或地面的有关发动机点火状态的指令信息，从而在发动机点火状态正常的情况下，控制气流调节模块30执行存储模块20与吹除模块40的连通操作。具体地，气流调节模块30可以包括设于气体管路地电磁阀，从而控制模块50通过控制电磁阀地开启，执行存储模块20与吹除模块40的连通操作。例如，电磁阀可以为如上所述的自锁电磁阀。

例如，采用吹除系统进行吹除操作之前，首先可以将第一接气模块与地面充气设备连接，且将第二接气模块与地面吹除系统连接。此外，为了吹除工作的顺利进行，例如，可以进一步检查各阀门、电气系统运转是否正常，并检查整个吹除系统管路的气密性，以确保吹除过程中，不会发生漏气的现象。例如，在吹气操作前，可以确认所有电磁阀均处于关闭状态，待地面吹气、第一接气口充气gi1或第二接气口gb1吹气操作开始之后，可以通过控制模块控制相应电磁阀的打开和关闭，以控制上述不同吹气操作之前的切换。

在本发明实施例的吹除系统中，通过在发动机点火前对涡轮泵、燃气发生器和推力室进行吹除操作，一方面可以有效防止发动机预冷过程中空气中的水蒸气进入发动机的例如推力室、燃气发生器等的氧腔和燃料腔内结冰，导致阀门卡滞、喷管堵塞、涡轮泵轴系卡滞等故障；另一方面可以防止涡轮泵中的氧化剂和燃料窜腔。

例如，在本发明的吹除系统中，当控制模块50接收到发动机的点火信号后，可以控制所述气流调节模块30关闭所述存储模块20与所述吹除模块40之间的连通，从而停止向推力室和燃气发生器的吹除操作。事实上，在发动机点火完成以后，存储模块20需要停止通过吹除模块40向发动机的推力室和燃气发生器的吹气操作，因此，在控制模块50接收到来自箭上系统或地面控制中心的点火完成信号之后，可以向相应的电磁阀发送关闭信号，以便将存储模块中的氧头腔吹除支路和燃料头腔吹除支路与存储模块20之间的连通管路切断。

需要说明的是，在发动机点火完成后，需要停止向发动机的推力室和燃气发生器吹气，以避免影响发动机的正常工作。

例如，控制模块50可以包括信号接收器、信号发射器和信号处理器，从而信号接收器可以接收来自箭上计算机或地面指挥中心或发动机试验中心发动的信号，并在通过信号处理器处理信号之后，将处理后的信号由信号发射器发送至例如本申请吹除系统中的电磁阀等。例如，在需要使电磁阀打开时，信号发射器可以向电磁阀的打开路发送电信号；例如，在需要使电磁阀关闭时，信号发射器可以向电磁阀的关闭路发送电信号。例如，本申请的处理器可以为单片机等。

在一个实施例中，所述控制模块50还用于在地面吹除装置停止吹除操作后，控制所述气流调节模块30处于打开状态，以使所述存储模块20与所述吹除模块40彼此连通。例如，控制模块50可以通过接收例如传感器检测的第二接气模块60与吹除模块40之间的气体管路内的气体压力、流量或流速信号，确定地面吹除装置是否停止吹除操作，且在地面吹除装置停止吹除操作时，控制气流调节模块处于打开状态，以使存储模块20与吹除模块40彼此连通。另外，控制模块50也可以根据发动机的工作时序预设地面吹除装置的工作时序及时长，从而在地面吹除装置停止吹除操作的时刻控制气流调节模块30打开。例如，控制模块50还可以通过接收有关地面吹除装置停止吹气的人工指令进行下一步操作。例如，控制模块可以同时通过采用以上中的任意两种检测方法，从而进一步提高地面吹除装置与存储设备之间工作衔接的精确性。

参见图2，例如，在该实施例中，例如，当火箭发动机预冷完成并准备启动时，可以首先使第一自锁电磁阀1-1打开路通电，且在通电例如1秒后断电，从而气瓶5中存储的高压气体可以积聚于第一自锁电磁阀1-1和控制电磁阀3-1，3-2之前，发动机完成点火前准备。具体地，确认发动机可以点火可以由试验台或发射指挥员确定，此时，gb1可以撤气，同时控制模块50控制电磁阀3-1，3-2打开，第一自锁电磁阀1-1打开路打开例如1秒后断电，从而由推力室、燃气发生器和涡轮泵的吹除由地面吹除切换为存储气瓶的吹除。在确认发动机点火后，按试车台或火箭指令控制电磁阀3-1，3-2断电关闭，从而停止向推力室和燃气发生器氧头腔和燃料头腔的吹除操作。

在一个实施例中，所述控制模块50根据发动机的关机时序(或者根据接收的由地面传输的预关机信号)在发动机关机前，控制所述气流调节模块30执行对所述存储模块20与所述吹除模块40之间的连通操作，从而所述存储模块20存储的气流经所述吹除模块40执行对推力室和燃气发生器的吹除操作。在该实施例中，由于发动机关机前的较短时间内，例如，为了缓解发动机关机的后效冲量，可以对推力室、燃气发生器氧头腔和燃料头腔进行吹除操作，从而将推力室和燃气发生器头腔内残留的推进剂快速吹除干净。例如，如上所述，在存储模块20和吹除模块40的气流调节模块30包括电磁阀(例如，自锁电磁阀)时，控制模块50可以通过控制电磁阀的打开而使存储模块20与吹除模块40之间彼此连通，从而存储有较高气压气体的存储模块20内的气体通过气体管路经由吹除模块20的吹除口完成对推力室和燃气发生器的吹除操作。本实施例通过使控制模块按发动机工作时序，控制发动机关机前的吹除操作，可以显著提高吹除系统的工作效率，提高发动机工作的可靠性。

在发动机完成关机后，控制模块50可以控制电磁阀3-1，3-2断电关闭，从而推力室和燃气发生器氧头腔停止吹除操作。例如，在发动机预冷、点火准备、点火、关机准备和关机之后的一段时间内，涡轮泵隔离腔始终处于被吹气的状态。在发动机关机完成后，例如，控制模块50可以根据从火箭及试验台获得的指令确定是否需要给第一自锁电磁阀1-1的关闭路通电，即确认是否停止向涡轮泵的吹除操作。

例如，当发动机试车完成或火箭飞行完成后，可以进一步对存储高压气体的气瓶进行钝化处理。例如，给第三自锁电磁阀1-3的打开路通电(例如，通电1秒)，气瓶内残存的高压气体通过gi1口排出，且在气瓶压力下降到安全值以后，给第三自锁电磁阀1-3的关闭路通电例如1秒，从而阀门关闭，完成气瓶的钝化处理。

继续参见图2，在一个实施例中，所述气流调节模块30包括至少一个第一自锁电磁阀1-1，所述第一自锁电磁阀1-1设置在所述存储模块20下游的第一主管路上，以通过所述第一自锁电磁阀1-1的打开和关闭使所述存储模块20和所述吹除模块40之间连通或关闭。在该实施例中，第一自锁电磁阀1-1在打开路通电时阀门打开，且在打开路断电后维持打开状态；第一自锁电磁阀1-1的关闭路通电时关闭，且在关闭路断电后维持关闭状态。也即，存储模块20与吹除模块40之间的连通与关闭，可以通过设置在连接二者的管路之上的第一自锁电磁阀1-1的开启和关闭来实现。本发明实施例的吹除系统，通过在存储设备20(例如，气瓶)的下游设置第一自锁电磁阀1-1，可以降低吹气系统的能耗，并提高吹除系统的工作可靠性。

继续参见图2，在一个实施例中，所述吹除模块40包括氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b,和涡轮泵隔离腔吹除支路b3。所述气流调节模块30还包括第二自锁电磁阀1-2和两个控制电磁阀3-1，3-2。其中第二自锁电磁阀1-2设置在所述涡轮泵隔离腔吹除支路b3上，所述两个控制电磁阀3-1，3-2分别设置在氧头腔吹除支路b1a，b1b和燃料腔吹除支路b2a，b2b上。其中两个控制电磁阀的工作模式为在通电时打开，断电时关闭。由于涡轮泵隔离腔吹除支路b3所需的吹除时间较长，而氧头腔和燃料头腔吹除支路的吹除时间持续较短，因此，通过将涡轮泵隔离腔吹除支路b3以第二自锁电磁阀1-2进行调控，而将另外两个吹除支路以普通控制电磁阀来调控，一方面，可以减少第二自锁电磁阀1-2维持打开所需的供电时间，从而提高其工作可靠性，降低能耗，另一方面，也结合了另外两个吹出支路的吹出操作时间短的特点，通过两个控制电磁阀降低了吹除系统的成本，简化了吹除系统的结构，改善吹除系统的工作可靠性。

如图2所示，在一个实施例中，所述氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b和涡轮泵隔离腔吹除支路b3上分别设置单向阀(2-2至2-6)，以确保在执行吹除操作时，来自所述第一主管路的气流(即从gi1口进入的气流))从所述吹除模块40的出气口吹出。例如，如图所示，来自gi1的气体经第一自锁电磁阀1-1之后，分别连接至单向阀2-1的进气口，单向阀2-3的进气口以及单向阀2-5的进气口，从而确保气流流向对应的吹出口。

参见图2，例如，在该实施例中，地面吹除装置的进气口gb1的管路，分为三个支路，且三个支路分别连接单向阀2-2的进气口、单向阀2-4的进气口以及单向阀2-6的进气口。此外，设置单向阀2-6的地面吹除管路的支路与存储模块2所分出的设有单向阀2-5的支路可以彼此并列，且单向阀的设置方向相同。同样地，gb1入口气流所分出的设有单向阀2-4的支路与存储模块2所分出的且设有单向阀2-3的支路为并联结构，且单向阀的设置方向相同。gb1入口气流所分出的设有单向阀2-2的支路与存储模块2所分出的且设有单向阀2-1的支路彼此连接在同一条管路，且单向阀2-2和单向阀2-1的出气口彼此相连，吹除支路b3的进气口连接在两个单向阀2-1，2-2的出气口之间的管路上。本发明的实施例通过在连通gb1和gi1的支路的吹除支路上均设置单向阀，可以简化吹除系统的结构，防止吹除气流反向运动，从而极大的方便了在地面吹除装置和吹除模块之间的切换，改善了吹除系统的性能。

参见图3，在一个实施例中，所述气流调节模块3还包括第一减压阀7。其中所述第一减压阀7设置在所述第一自锁电磁阀1-1下游(也就是说，第一自锁电磁阀1-1的出气口通过第一主管路连接至第一减压阀7的进气口)的所述第一主管路上，所述第一减压阀7用于将通过的气体减压至7-8mpa。例如，在采用存储气瓶进行吹除操作时，存储气瓶中吹出的气体经过上述第一减压阀7后的气体用于吹除燃气发生器和推力室。

例如，在高压补燃循环液体火箭发动机中，由于推力室和燃气发生器的工作压力非常高，因此关机时需要更高的吹除压力，此时可将控制电磁阀3-1，3-2的入口直接连接至减压阀7的入口(或者不在第一主管路上设置电磁阀)，从而吹除气体可以不经过减压阀减压而直接对推力室和燃气发生器进行吹除操作，以提高推力室和燃气发生器吹除用气压力，改善吹除效果。

在该实施例中，例如，所述气流调节模块30还包括第二减压阀8。其中所述第二减压阀8设置在所述涡轮泵隔离腔吹除支路b3上，所述第二减压阀8用于将通过该减压阀8的气体压力降低至1-1.5mpa。

本发明的实施例，通过分别针对氧头腔吹除支路和燃料腔吹除支路设置第一减压阀7，以及进一步对涡轮泵隔离腔吹除支路设置第二减压阀8，可以实现对从存储气瓶流出的气体进行合理分配，从而在维持吹除系统的压力稳定的前提下，使气瓶中的剩余压力最小化，从而有效提高发动机工作的可靠性，降低吹除系统重量，提高火箭的有效载荷。

继续参见图3，在一个实施例中，存储模块2可以包括气瓶5，第一接气模块1包括第三自锁电磁阀1-3。气瓶n2通过三通连接至所述第三自锁电磁阀1-3的出气口和所述第一自锁电磁阀1-1的进气口，从而气瓶通过设于气瓶上游第一主管路的第三自锁电磁阀1-3和设于气瓶下游的第一主管路的第一自锁电磁阀1-1控制气瓶进行充气和放气。具体地，在气瓶5需要充气时，第一自锁电磁阀1-1处于关闭状态，第三自锁电磁阀1-3处于打开状态，从而在充气设备吹出的气体经进气口gi1经第三自锁电磁阀1-3进入气瓶5的内部，待气瓶5内的气压达到预设值时，关闭第三自锁电磁阀1-3，并移除充气设备，从而气瓶5内的气体被限制在第一自锁电磁阀1-1和第三自锁电磁阀1-3之间。例如，如图所示，气瓶5可以通过三通管分别连接第一自锁电磁阀1-1的进气口和第三自锁电磁阀1-3的出气口，且气瓶5的进气口和出气口例如可以彼此重合。例如，在需要采用气瓶5对发动机部件进行吹除操作时，第三自锁电磁阀1-3处于关闭状态，第一自锁电磁阀1-1处于打开状态，从而气瓶5内的高压气体可以流过第一自锁电磁阀1-1，并向各个吹除支路运动。本发明的实施例的吹除系统，通过在气瓶5上游和下游分设自锁电磁阀，可以改善吹除系统的工作性能，提高可靠性。

在该实施例中，例如，如果发动机或火箭在发射准备过程中出现紧急情况(例如，可能影响发射成功的重大故障)时，可以根据该紧急情况确定是否对气瓶进行放气。例如，在确定需要对气瓶进行放气时，可以给第三自锁电磁阀1-3的打开路通电，从而气瓶5内的高压气体通过gi1口排出。

如图3所示，例如，在一个实施例中，所述第二接气模块60的接气口连接第二主管路，所述第二主管路可以分为三个支路，且所述三个支路分别连接所述氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b和涡轮泵隔离腔吹除支路b3。三个支路中任意一个均设置单向阀，以确保经从所述接气口gb1进入的气体从所述吹除模块的出气口吹出。例如，如前所述，由位于气瓶5下游第一主管路分出的三个支路可以分别与上述三个支路采用两两并联的方式设置，且第一主管路分出的三条支路以及第二主管路分出的三条支路分别同向设置单向阀，从而有效改善地面吹除与存储气瓶吹除之间的可靠切换，避免发生燃料或氧化剂的窜腔以及吹除气体逆流等情况。

需要说明的是，所述氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b和涡轮泵隔离腔吹除支路b3包括第一主管路分出的三个支路以及第二主管路分出的三个支路，本领域技术人员不得对此作限制解释。

参见图4，例如，在gb1、gi1的进气管路上分别设置有过滤器4-1和过滤器4-2，以便分别对从gb1进气口和gi1进气口进入的气体进行过滤，避免吹气过程中，杂质进入发动机。此外，gi1进气口与第三电磁阀1-3的管路之间设置节流圈6，且节流圈6的进气口连接过滤器4-2的出气口，节流圈6的出气口连接第三电磁阀1-3的进气口。此外，gb1的下游管路中仅在涡轮泵隔离腔的吹除支路之前设置节流圈9，其中节流圈9的进气口连接过滤器4-1的出气口，节流圈9的出气口连接单向阀2-2的进气口。本发明的实施例通过在吹除系统的管路合理地设置过滤器和节流圈，可以改善吹除效果，避免杂质进入发动机。

在该实施例中，例如，节流圈9可以为音速孔板，该节流圈9可以在发动机预冷过程中，调整通过节流圈9的气体的流量和流速，从而更好的确保发动机预冷过程中氧化剂和燃料不窜腔。

本发明的另一个方面提供了一种用于低温液体火箭发动机的吹除转接件。参见图5，该转接件包括第一主管路mt1、分别设于所述第一主管路mt1的不同位置的第一自锁电磁阀1-1和第三自锁电磁阀1-3、通过三通管dt分别连接所述第一自锁电磁阀1-1的进气口和所述第三自锁电磁阀1-3的出气口的气体存储装5以及连接所述第一主管路mt1的吹除管路bt1。其中充气设备通过所述第一主管路mt1的进气口向所述气体存储装置5充气，且在所述气体存储装置5内的气压达到预设值之后，所述第三自锁电磁阀1-3关闭。所述气体存储装置n2在所述第一自锁电磁阀1-1打开后通过所述吹除管路bt1执行向涡轮泵、推力室和燃气发生器的至少之一的吹除操作。其中自锁电磁阀1-1，1-3在打开路通电时阀门打开，且在打开路断电后维持打开状态；自锁电磁阀1-1，1-3的关闭路通电时关闭，且在关闭路断电后维持关闭状态。本发明的吹除转接件，通过在存储装置的上游和下游设置自锁电磁阀，可以减少自锁电磁阀的通电时间，从而降低电量耗损，提高吹除转接件的工作可靠性。

如图6所示，在一个实施例中，所述吹除管路bt1包括氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b和涡轮泵隔离腔吹除支路b3。所述吹除转接件还包括第二自锁电磁阀1-2和两个控制电磁阀3-1，3-2；其中所述第二自锁电磁1-2阀设置在所述涡轮泵隔离腔吹除支路b3上，所述两个控制电磁阀3-1，3-2分别设置在氧头腔吹除支路b1a，b1b和燃料腔吹除支路b2a，b2b上。两个控制电磁阀3-1，3-2在通电时打开，断电时关闭。如前所述，对涡轮泵隔离腔的吹除持续时间较长，而氧头腔和燃料腔吹除支路的吹除持续时间较短，因此，本发明的实施例通过相应地在氧头腔吹除支路和燃料腔吹除支路设置普通电磁阀，以及在涡轮泵吹除支路设置自锁电磁阀，既可以简化吹除转接件的结构，降低吹除转接件的成本，又可以提高转接件的工作可靠性。

参见图7，在一个实施例中，所述第一主管路mt1位于所述第一自锁电磁阀1-1的下游的位置设有第一减压阀7，所述第一减压阀7用于将通过的气体减压至7-8mpa(例如，对于开式循环液体火箭发动机)。具体地，减压阀7的进气口连接第一自锁电磁阀1-1的出气口，减压阀7的出气口连通氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路。例如，在采用存储气瓶5进行吹除操作时，存储气瓶5中吹出的气体经过上述第一减压阀7后的气体用于吹除燃气发生器和推力室。

继续参见图7，在一个实施例中，所述涡轮泵隔离腔吹除支路上设有第二减压阀8，所述第二减压阀8用于将通过该减压阀的气体压力降低至1-1.5mpa。例如，第二减压阀8的进气口连接至第一减压阀7的出气口，第二减压阀8的出气口连接第二自锁电磁阀1-2的进气口，从而将从存储装置5流向涡轮泵腔吹除支路的气压减少至例如1mpa左右。本发明的实施例，通过两次减压操作，可以在满足涡轮泵隔离腔吹除支路的吹除操作的前提下，最大程度的减少存储装置的气流余量，降低吹除成本，减轻转接件的重量。此外，经一次减压的气体用于氧头腔吹除支路和燃料头腔吹除支路的吹除，并进一步将经过一次减压的气体经二次减压后用于涡轮泵隔离腔的吹除，从而通过将从存储模块流出的气体通过两个减压阀进行合理分配，使气瓶剩余压力实现最小化，并维持吹除系统压力稳定，有效提高发动机工作的可靠性，降低转接件的质量，提高火箭的有效载荷。

本发明的实施例，通过分别针对氧头腔吹除支路和燃料腔吹除支路设置第一减压阀7，以及进一步对涡轮泵隔离腔吹除支路设置第二减压阀8，可以实现对从存储气瓶流出的气体进行合理分配，从而使气瓶中的剩余压力最小化，并维持吹除系统的压力稳定，有效提高发动机工作的可靠性，降低吹除系统重量，提高火箭有效载荷。

如图7所示，在一个实施例中，吹除转接件还包括第二主管路mt2，所述第二主管路mt2的出气口连接氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b和涡轮泵隔离腔吹除支路b3。其中，氧头腔吹除支路b1a，b1b、燃料腔吹除支路b2a，b2b和涡轮泵隔离腔吹除支路b3分别设置单向阀。其中，单向阀2-2设置在涡轮泵隔离腔吹除支路上，且单向阀2-2的进气口连通至第二主管路mt2；单向阀2-4设置在燃料头腔吹除支路上，且单向阀的进气口连通至第二主管路mt2；单向阀2-6设置在氧头腔吹除支路上，且单向阀2-6的进气口连通至第二主管路mt2。所述第二主管路mt2的进气口用于连接地面吹除设备，从而地面吹除设备吹出的气体分别经所述氧头腔吹除支路、燃料腔吹除支路和涡轮泵隔离腔吹除支路执行对涡轮泵、推力室和燃气发生器的吹除操作。

在该实施例中，例如，氧头腔吹除支路可以包括并列设置的两个支路，且这两个支路分别连通至第一主管路mt1和第二主管路mt2。例如，这两个支路设置的单向阀2-6，2-5的出气口可以彼此连通，单个管路的进气口连通至连通单向阀2-5，2-6出气口的管路，且该单个管路的出气口再次分为分别用于推力室氧头腔的吹除支路和用于燃气发生器的氧头腔吹除支路，以执行对推力室和燃气发生器的吹除操作。

本发明通过在两个主管路mt1,mt2各自分出的支路分别设置单向阀，以及使两个支路设置的单向阀的出气口彼此连通，且将连通两个单向阀出气口的管路以单个管路输出后再次通过两个支路连通该单个管路的出气口，可以确保即使通过第一主管路和第二主管路的吹气彼此切换时，来自一个支路的气流不会沿氧头腔的另一个支路反向运动，提高了吹除转接件吹除操作的可靠性及工作效率，改善了转接件的吹除效果。同样，燃料头腔和涡轮泵隔离腔的气体管路设置及单向阀的设置与氧头腔类似，请参照理解。

本发明的用于低温液体火箭发动机的吹除转接件，可以提高液体火箭在发射前后不同状态之间转换速率，改善存储装置充气、地面吹除系统吹除操作及箭上吹除之间的切换流畅性，提高了吹除效率。本发明的吹除转接件通过设置自锁电磁阀，避免了电磁阀长时间通电操作，从而提高了吹除系统的工作可靠性且降低了电量损耗。

参见图8，例如，在gb1、gi1的进气管路上分别设置有过滤器4-1和过滤器4-2，以便分别对从gb1进气口和gi1进气口进入的气体进行过滤，避免吹气过程中，杂质进入发动机。此外，gi1进气口与第三电磁阀1-3的管路之间设置节流圈6，且节流圈6的进气口连接过滤器4-2的出气口，节流圈6的出气口连接第三电磁阀1-3的进气口。此外，gb1的下游管路中仅在涡轮泵隔离腔的吹除支路之前设置节流圈9，其中节流圈9的进气口连接过滤器4-1的出气口，节流圈9的出气口连接单向阀2-2的进气口。本发明的实施例通过在吹除系统的管路合理地设置过滤器和节流圈，可以改善吹除效果，避免杂质进入发动机。

在本发明的一些实施例中，例如，过滤器4-1，4-2可以为火箭发动机常用的气体过滤器，且过滤精度不低于15微米。存储装置可以为气瓶5，例如，气瓶5可以为航天领域常用的高压气瓶，气瓶公称压力例如为23或35mpa。如上所述，气瓶5的作用主要是存储足够量的吹除气体，以用于发动机的吹除操作。例如，所存储的气体可以根据火箭发动机所选用的推进剂选择氮气或氦气。

在本发明的上述一些实施例中，例如，节流圈6可以为孔板结构，其主要目的是控制气瓶充气和放气流量，避免充气太快导致气瓶过热，提高了气瓶工作的可靠性。例如，节流圈9可以为音速孔板，从而在发动机预冷过程中，可以为涡轮泵提供一定流量的气体，确保发动机预冷过程中氧化剂和燃料不窜腔。

另外，本领域技术可知，本发明的吹除系统和吹除转接件，并非必须同时进行氧头腔和燃料头腔的吹除。相应地，可以根据本发明的结构设置或取消相应的吹除支路即可，且仍在本发明的方案保护范围之内。

本发明的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。