一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统技术方案

本实用新型专利技术提供了一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统，包括通过管路连接的液体甲烷储存系统、液路加注系统和液体甲烷排放处理系统，所述液体甲烷储存系统具有自增压结构，并通过管路连接液路加注系统，所述液路加注系统包括两个互为冗余的加注管路，所述加注管路包括通过管路连接的过冷控制单元和加注流量控制单元；两个所述加注流量控制单元的管路之间设有互备阀；所述液体甲烷排放处理系统通过管路连接加注流量控制单元。本实用新型专利技术所述的加注系统设置冗余设置，两路加注管路、互备阀、出料阀组、热甲烷排放四阀组、热甲烷排放三阀组及加注进料三通阀组等冗余结构。且可以实现加注过程无人值守，保障发射过程现场安全性。保障发射过程现场安全性。保障发射过程现场安全性。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统


[0001]本技术属于火箭推进剂加注
，尤其是涉及一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统。

技术介绍

[0002]火箭推进剂通常是由燃料和氧化剂两种化学物质组成的，通过在燃烧室进行反应，剧烈放热，推动火箭。目前较普遍的一种液体推进剂组合是用混肼
‑
50作燃烧剂，四氧化二氮作氧化剂。另一种组合是用液氢作燃料，液氧作氧化剂，这种组合是当前最有潜力的组合，其燃烧效率很高。
[0003]混肼
‑
50和四氧化二氮组合推进剂具有燃烧效率低、物料高毒性且价格昂贵等缺点。液氢和液氧组合推进剂虽燃烧效率高，但具有以下缺点：(1)液氢沸点很低，常压储存温度约
‑
252度左右，使用过程中不能遇到空气，否则结冰的氧和氮气会堵塞管道，加大储存和操作难度。(2)由于液氢密度小，所以火箭贮箱要求很大，加大发射难度。(3)由于氢超低温，极易蒸发和逃逸，火箭贮箱保温材料加重，增加发射推力要求。
[0004]由于以上现有推进剂的缺点，不利于民用航天发展。因此，采用了液体甲烷和液氧组合推进剂来满足航天发射要求，具有以下优点：(1)液体甲烷作为燃烧剂，其无毒且燃烧产物为水和CO2，环境友好；(2)相比液氢，液体甲烷储存温度约
‑
160度左右，高于液氢储存温度，可大大降低加注系统选材和操作要求。(3)相比液氢，液体甲烷具有再生冷却优势，非常适合做发动机再生冷却剂且燃烧过程中基本不产生结焦，不存在积碳现象，故降低发动机运行故障风险。r/>[0005]现有的甲烷加注系统，存在的缺点有：不能满足火箭一二级贮箱同时加注要求，火箭发射前相应准备时间长，且缺乏可靠的冗余结构；且采用强电设备，可能因为用电转动设备故障导致发射失败，另一方面发射费用高；没有采用射前预冷补加措施，火箭贮箱燃烧剂储量有可能不足，不能可靠保障后续发射过程。

技术实现思路

[0006]有鉴于此，本技术旨在提出一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统，以满足民用或军用液氧和液体甲烷组合推进剂的发射要求。
[0007]为达到上述目的，本技术的技术方案是这样实现的：
[0008]本技术提供了一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统，包括通过管路连接的液体甲烷储存系统、液路加注系统和液体甲烷排放处理系统，
[0009]所述液体甲烷储存系统具有自增压结构，并通过管路连接液路加注系统，所述液路加注系统包括两个互为冗余的加注管路，所述加注管路包括通过管路连接的过冷控制单元和加注流量控制单元；两个所述加注流量控制单元的管路之间设有互备阀22；所述液体甲烷排放处理系统通过管路连接加注流量控制单元。
[0010]进一步的，所述液体甲烷储存系统包括液体甲烷储罐和自增压仪器，所述液体甲
烷储罐与自增压仪器通过管路形成设有第一调节阀的回路；所述液体甲烷储罐上安装有第一温度采集仪表，所述第一温度采集仪表与第一调节阀信号连接控制器构成压力控制回路；所述液体甲烷储罐顶部通过一开关阀连接放空系统。
[0011]进一步的，所述过冷控制单元包括过冷器和第二空浴器，所述过冷器一进口通过三通阀连接所述液体甲烷储存系统；所述第二空浴器的进口通过第二调节阀连通低温冷源，所述第二空浴器的出口通过第一开关阀连接所述过冷器；所述过冷器的的出口通过单向阀连接加注流量控制单元，所述三通阀的另一个出口也连接加注流量控制单元；
[0012]所述过冷器的顶部依次通过第二开关阀和第三调节阀连通安全地点放空；所述过冷器上设有第一压力信号采集仪表和第二温度信号采集仪表，所述所述过冷器与单向阀连接的管路上设有第三温度信号采集仪表，所述第一压力信号采集仪表、第二温度信号采集仪表、第三温度信号采集仪表、第二调节阀、第一开关阀、第二开关阀和第三调节阀均信号连接控制器；其中，控制器与第二调节阀、第三温度信号采集仪表构成第一过冷温度控制回路，控制器与第二开关阀、第二温度信号采集仪表构成第二过冷温度控制回路，控制器与第三调节阀、第一压力信号采集仪表通过信号控制构成过冷安全控制回路。
[0013]进一步的，所述加注流量控制单元包括通过管路依次连接的流量信号采集仪表、第四调节阀、热甲烷排放四阀组、加注进料三阀组、软管和过滤器，所述流量信号采集仪表的另一端连接三通阀和单向阀，过滤器的另一端连接火箭的贮箱，所述第四调节阀与热甲烷排放四阀组之间的管路上还设有第四温度信号采集仪表，所述流量信号采集仪表、第四调节阀和第四温度信号采集仪表均信号连接控制器；其中，控制器与流量信号采集仪表、第四调节阀通过信号控制构成加注流量控制回路。
[0014]进一步的，所述液体甲烷排放处理系统包括通过管路连接的热甲烷排放三阀组和热氧收集罐，所述热甲烷排放三阀组的另一端连接所述加注流量控制单元，所述热氧收集罐连接安全排放处理系统，所述热氧收集罐和安全排放处理系统均连接火箭的两级贮箱。
[0015]进一步的，所述液体甲烷储罐顶部通过出料阀连接两个互为冗余的加注管路，所述出料阀为由两个开关阀并联构成的冗余结构。
[0016]相对于现有技术，本技术所述的加注系统具有以下优势：
[0017](1)为保障发射要求，系统设置冗余设置，两路加注管路、互备阀、出料阀组、热甲烷排放四阀组、热甲烷排放三阀组及加注进料三通阀组等冗余结构。两路加注管路可以满足火箭一二级贮箱同时加注要求的同时，提高了效率。采用本系统以上冗余措施，发射保障率高达99.9％；且可以实现加注过程无人值守，保障发射过程现场安全性。
[0018](2)加注压力通过空浴器气化自身介质，避免外界介质，比如氮气增压对推进剂品质的影响。
[0019](3)采用射前预冷补加措施，可以增加火箭贮箱燃烧剂储量，保障后续发射过程。同时，为避免液体甲烷凝固堵塞加注管路，设置过冷温度安全控制回路及单向阀11，当过冷器中液氮温度过低时，联锁关闭氮气出口开关阀和液氮进口开关阀。
[0020](4)整个加注系统没有使用强电设备，一方面避免用电转动设备故障导致发射失败，另一方面可减低发射费用。
[0021](5)上述液体甲烷加注系统可以满足民用或军用液氧和液体甲烷组合推进剂发射的要求。
附图说明
[0022]构成本技术的一部分的附图用来提供对本技术的进一步理解，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。在附图中：
[0023]图1为本技术实施例所述的液体甲烷加注系统的系统结构图。
[0024]附图标记说明：
[0025]液体甲烷储罐1、第一空浴器2、压力控制回路3、放空系统4、出料阀5，三通阀6、过冷器7、第一过冷温度控制回路8、第二过冷温度控制回路9、第二过冷安全控制回路10、单向阀11、加注流量控制回路12、第四温度信号采集仪表13、热甲烷排放四阀组14、加注进料三阀组15、软管16、过滤器17、热甲烷排放三阀组18、火箱19、热氧收集罐20、火本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统，其特征在于：包括通过管路连接的液体甲烷储存系统、液路加注系统和液体甲烷排放处理系统，所述液体甲烷储存系统具有自增压结构，并通过管路连接液路加注系统，所述液路加注系统包括两个互为冗余的加注管路，所述加注管路包括通过管路连接的过冷控制单元和加注流量控制单元；两个所述加注流量控制单元的管路之间设有互备阀(22)；所述液体甲烷排放处理系统通过管路连接加注流量控制单元。2.根据权利要求1所述的一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统，其特征在于：所述液体甲烷储存系统包括液体甲烷储罐(1)和自增压仪器，所述液体甲烷储罐(1)与自增压仪器通过管路形成设有第一调节阀的回路；所述液体甲烷储罐(1)上安装有第一温度采集仪表，所述第一温度采集仪表与第一调节阀信号连接控制器构成压力控制回路(3)；所述液体甲烷储罐(1)顶部通过一开关阀连接放空系统(4)。3.根据权利要求1所述的一种火箭发射系统的液体甲烷加注系统，其特征在于：所述过冷控制单元包括过冷器(7)和第二空浴器(25)，所述过冷器(7)一进口通过三通阀(6)连接所述液体甲烷储存系统；所述第二空浴器(25)的进口通过第二调节阀连通低温冷源，所述第二空浴器(25)的出口通过第一开关阀连接所述过冷器(7)；所述过冷器(7)的出口通过单向阀(11)连接加注流量控制单元，所述三通阀(6)的另一个出口也连接加注流量控制单元；所述过冷器(7)的顶部依次通过第二开关阀和第三调节阀连通安全地点放空；所述过冷器(7)上设有第一压力信号采集仪表和第二温度信号采集仪表，所述过冷器(7)与单向阀(11)连接的管路上设有第三温度信号采集仪表，所述第一压力信号采集仪表、第二温度信号采...

【专利技术属性】
技术研发人员：周银，柴永峰，马旭，石林，袁文，陈涛，孙高奎，王振华，文浩然，王宇豪，
申请(专利权)人：中国天辰工程有限公司，
类型：新型
国别省市：