一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置，包括：一端用于与气源连接的第一主管路，依次设置在所述第一主管路的高压充气截止阀、减压阀、低压充气截止阀，以及膜盒充气管路。膜盒充气管路的另一端用于与箭上膜盒接口连接，高压充气截止阀与减压阀之间分叉设置利用高压放气截止阀控制通断的高压放气管路，低压充气截止阀与膜盒充气管路之间分叉设置利用低压放气截止阀控制通断的低压放气管路。装置还包括用于测量未通过减压阀减压气体压力的高压压力表，和用于测量已通过减压阀减压气体压力的第一低压压力表。本发明专利技术的膜盒充气与测试装置集置换、充气及保压测试功能一体，且可以满足不同任务数量膜盒的需求，大幅缩短了火箭射前膜盒充气及测试流程。膜盒充气及测试流程。膜盒充气及测试流程。
【技术实现步骤摘要】
一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置
[0001]本专利技术涉及航天运载火箭
，特别是涉及一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置。
技术介绍
[0002]在运载火箭发射过程中，为了抑制POGO振动(纵向耦合振动)的发生，不影响火箭的正常发射，通常会在低温运载火箭的发动机入口附近安装低温蓄压器。蓄压器膜盒一般悬臂于蓄压器壳体外侧，其结构为通过金属膜盒形成一密闭容腔，且密闭容腔与液体推进剂隔离。密闭容腔内充入可压缩的气体，使其具有柔性，进而降低推进剂输送系统的固有频率，使推进剂输送系统的固有频率与箭体结构固有频率彼此远离，达到抑制火箭POGO效应的作用。
[0003]火箭发射前通常需要在发射区对蓄压器的膜盒进行气体置换、充气和保压测试，完成各项测试程序后再对火箭进行射前加注及预冷。
[0004]因此，提供一种可同时对多个膜盒进行充气、气体置换和保压测试的装置是目前要解决的问题。
技术实现思路
[0005]为解决相关技术中的上述技术问题，本专利技术提出一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置，实现了膜盒充装、膜盒内气体置换和膜盒保压测试等多个工序共用一套装置，优化了火箭发射前膜盒充气及测试的流程。该膜盒充气与测试装置还可以同时对多个箭上膜盒进行充气、置换和保压测试工作，极大的降低了人工劳动强度，缩短了火箭发射前的膜盒充气及测试时间，且该膜盒充气与测试装置还具有操作简单、安装便捷、稳定可靠的优点。
[0006]本专利技术提供了一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置。该膜盒充气与测试装置包括一端用于与气源连接的第一主管路，依次设置在所述第一主管路的高压充气截止阀、减压阀、低压充气截止阀，以及膜盒充气管路，所述膜盒充气管路的另一端用于与箭上膜盒接口连接。所述高压充气截止阀与所述减压阀之间分叉设置利用放气截止阀控制通断的高压放气管路，所述低压充气截止阀与所述膜盒充气管路之间分叉设置利用低压放气截止阀控制通断的低压放气管路。
[0007]其中，所述高压充气截止阀与所述减压阀之间的管路设有高压压力表，所述减压阀与所述低压充气截止阀之间的管路设有第一低压压力表，所述高压压力表用于测量未通过所述减压阀减压的气体压力，所述低压压力表用于测量已通过所述减压阀减压的气体压力。使所述高压放气截止阀和所述低压放气截止阀关闭且其他截止阀开启时，根据所述高压压力表与所述第一低压压力表的比例关系调控减压阀的开度，使其以要求压力向膜盒充气；充装至指定压力后，关闭气源和所述低压充气截止阀，对膜盒进行保压测试；测试完成后，开启所述高压放气截止阀和所述低压放气截止阀，膜盒及膜盒充气管路内的气体通过所述低压放气管路释放，未经所述减压阀的高压气体通过所述高压放气管路释放。
[0008]在一个实施例中，所述膜盒充气管路至少包括第二主管路和多条分支管路。所述第二主管路的一端与所述第一主管路连通，所述第二主管路的另一端连通所述分支管路一端，所述分支管路的另一端用于与膜盒接口连通。多条所述分支管路分别与箭上的多个膜盒连接，以实现同时对多个箭上膜盒进行充气与测试。
[0009]在一个实施例中，所述分支管路通过三通接头与所述第二主管路连通；所述三通接头根据所述分支管路的数量对应设置。例如，箭上膜盒具有4个时，分支管路对应设置4条，则三通接头可以对应设置3个。其中第一个三通接头的两个接头分别各连接一个三通接头，形成4个空闲接头用于分别与四条分支管路连接。
[0010]在一个实施例中，在所述分支管路的下游设置用于监测相应分支管路气体压力的支路压力表，在所述分支管路靠近所述第二主管路端，设置用于控制相应分支管路通断的支路截止阀。关闭所述支路截止阀后，可以根据相应分支管路的支路压力表辅助判断对应膜盒端的充气保压情况，若支路压力表的压力值逐渐减小，则对应的膜盒可能存在漏气点，需单独对其进行进一步检验测试。
[0011]在一个实施例中，所述第二主管路远离所述分支管路的另一端设有第二低压压力表。所述第二低压压力表用于判断保压测试结束后，膜盒内气体的排出情况，当第二低压压力表的气压值为0时，代表气体已经全部排出，才可以将装置拆除。
[0012]在一个实施例中，所述减压阀与所述低压截止阀之间分叉设置缓存气瓶；所述缓存气瓶用于在供气充足时暂存经所述减压阀减压后的气体，并在对外供气不稳定或不足时为其补气。
[0013]在一个实施例中，所述缓存气瓶的瓶口端还设有气瓶截止阀，利用所述气瓶截止阀控制所述缓存气瓶内气体的充装和排出。
[0014]在一个实施例中，所述缓存气瓶端设有用于测量自身压力的压力表，便于观察缓存气瓶的存储情况。
[0015]在上述任意一个实施例中，与气源连接的管路具有管路接口，在所述管路接口与所述高压充气截止阀之间的所述第一主管路上设置过滤器，所述过滤器用于过滤气源或者气瓶中的多余物。
[0016]在一个实施例中，与气源连接的管路、第一主管路和第二主管路均可以采用金属软管。
[0017]本专利技术的实施例的一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置，集气体置换、充气及保压测试功能于一体，大幅缩短了火箭发射前膜盒的测试流程。且该膜盒充气与测试装置的配气压力稳定可靠，充分满足膜盒充气压力和充气速率的要求。还可以通过多路膜盒充气管路对多个箭上膜盒进行同时充气和测试，满足了不同任务膜盒数量的需求。本专利技术的膜盒充气与测试装置具有轻便易携、组装便捷、易操作等优点，可以不受场地客观因素的约束，在装配厂或者发射场快速布置，适用范围广泛。
[0018]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
[0019]为了更清楚地说明本专利技术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专利技术的一些实施例，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。
[0020]图1是本专利技术实施例的膜盒充气与测试装置的第一主管路部分的第一种结构示意图。
[0021]图2是本专利技术实施例的膜盒充气与测试装置的膜盒充气管路部分的结构示意图。
[0022]图3是本专利技术实施例的第一主管路部分的第二种结构示意图。
具体实施方式
[0023]下面结合附图并通过具体实施方式来进一步说明本专利技术的技术方案。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。
[0024]火箭发射前通常需要在发射区对蓄压器的膜盒进行气体置换、充气和本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种液体运载火箭膜盒充气与测试装置，其特征在于，包括：一端用于与气源连接的第一主管路，依次设置在所述第一主管路的高压充气截止阀、减压阀、低压充气截止阀，以及膜盒充气管路；所述膜盒充气管路的另一端用于与箭上膜盒接口连接；所述高压充气截止阀与所述减压阀之间分叉设置利用高压放气截止阀控制通断的高压放气管路；所述低压充气截止阀与所述膜盒充气管路之间分叉设置利用低压放气截止阀控制通断的低压放气管路；其中，所述高压充气截止阀与所述减压阀之间的管路设有高压压力表，所述减压阀与所述低压充气截止阀之间的管路设有第一低压压力表；所述高压压力表用于测量未通过所述减压阀减压的气体压力，所述第一低压压力表用于测量已通过所述减压阀减压的气体压力；使所述高压放气截止阀和所述低压放气截止阀关闭且其他截止阀开启时，根据所述高压压力表与所述第一低压压力表的比例关系调控减压阀的开度，使其以要求压力向膜盒充气；充装至指定压力后，关闭气源和所述低压充气截止阀，对膜盒进行保压测试；测试完成后，开启所述高压放气截止阀和所述低压放气截止阀，膜盒及膜盒充气管路内的气体通过所述低压放气管路释放，未经所述减压阀的高压气体通过所述高压放气管路释放。2.根据权利要求1所述的液体运载火箭膜盒充气与测试装置，其特征在于，所述膜盒充气管路至少包括：第二主管路和多条分支管路；所述第二主管路的一端与所述第一主管路连通，所述第二主管路的另一端连通所述分支管路一端，所述分支管路的另一端用于与膜盒接口连通；利用多条所述分支管路实现对多个膜盒的同时充气与测试。3.根据权利要求2所述的液体运载火箭膜盒充气与测试装置，其特征在于，...
【专利技术属性】
技术研发人员：李文拔，杜正刚，耿昌，曹文斌，
申请(专利权)人：浙江蓝箭航天空间科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。