一种飞行器液体推进剂贮箱的制作方法

1.本发明属于贮箱液位管控技术领域，具体涉及一种飞行器液体推进剂贮箱。


背景技术：

2.贮箱作为增压输送系统的主要装置，用于飞行器推进剂的输送。
3.目前的贮箱结构大多适用于常规运载火箭，内部的推进剂管理装置不适用于剧烈过载飞行器的使用工况，在飞行器剧烈过载飞行过程中，贮箱装置无法有效对其液位进行管控。
4.而对液面的有效管控尤其重要，对液面实现有效管控，才能保证推进剂稳定输送至飞行器的发动机，因此亟需一种飞行器液体推进剂贮箱，适用于存在剧烈过载、多次点火的飞行工况的飞行器。


技术实现要素：

5.鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，本发明旨在提供一种飞行器液体推进剂贮箱。
6.为了实现上述目的，本发明实施例采用如下技术方案：一种飞行器液体推进剂贮箱，包括：贮箱本体，为中空的壳体，其内部用于盛装推进剂；隔舱板，位于贮箱本体内部，其边缘与所述贮箱本体的内壁连接，并将贮箱本体的内部空间划分为主舱和隔舱；贮箱本体呈竖直状态时，主舱位于隔舱上方；出入口，位于贮箱本体的底壁且靠近处于水平状态时贮箱本体底部的侧壁，用于推进剂的加注和喷出；进液单向阀，位于所述隔舱板上且靠近水平状态时贮箱本体底部的侧壁；在所述隔舱板面向主舱一面受压情况下向隔舱方向自动打开；在所述隔舱板面向隔舱一面受压情况下关闭；排气单向阀，位于所述隔舱板上且远离水平状态时贮箱本体底部的侧壁；在所述隔舱板面向隔舱一面受压情况下向主舱方向自动打开；在所述隔舱板面向主舱一面受压情况下关闭。
7.根据本技术实施例提供的技术方案，所述进液单向阀靠近隔舱的一侧设有弹簧储能装置；所述进液单向阀在未受压状态下依靠弹簧储能装置的弹力关闭，在主舱一侧受压状态下打开；所述排气单向阀面向主舱一侧设有弹簧储能装置；所述排气单向阀在未受压状态下依靠弹簧储能装置的弹力关闭，在隔舱一侧受压状态下打开。
8.根据本技术实施例提供的技术方案，所述进液单向阀一端与隔舱板旋转连接，连接处设有弹簧储能装置，所述弹簧储能装置为扭簧；所述进液单向阀另一端与所述隔舱板靠近隔舱的一侧搭接；所述排气单向阀一端与隔舱板旋转连接，连接处设有弹簧储能装置，所述弹簧储能装置为扭簧；另一端与所述隔舱板靠近主舱的一侧搭接。
9.根据本技术实施例提供的技术方案，所述隔舱板为向主舱方向凸起的弧面，在所述弧面的顶部设有隔舱排气阀，所述隔舱排气阀与隔舱排气控制阀连接；所述隔舱排气控制阀与飞行器的控制机构连接，当加注的推进剂液体达到预设位置，隔舱排气控制阀控制隔舱排气阀打开。
10.根据本技术实施例提供的技术方案，所述贮箱本体的顶壁上还设有消能器、压力传感器和安全溢流阀，所述压力传感器与飞行器的控制机构连接，控制机构与消能器连接；当控制机构发现压力传感器检测的压力低于预设值，控制消能器向主舱注入增压气体。
11.根据本技术实施例提供的技术方案，所述贮箱本体内侧壁环设有第一液位计，所述第一液位计位于所述主舱的中部；所述贮箱本体内侧壁设有第二液位计，所述第二液位计沿贮箱本体轴线方向设置并位于主舱中、第一液位计的下方；所述贮箱本体内侧壁设有第三液位计，所述第三液位计沿贮箱本体轴线方向设置并位于隔舱中。
12.根据本技术实施例提供的技术方案，所述贮箱本体的内壁上设有防晃板；所述防晃板包括第一防晃板和第二防晃板；所述第一防晃板环设在贮箱本体的内侧壁上，所述第一防晃板为环形或者中间断开的环形；所述第一防晃板设有多个，沿贮箱本体的轴向方向分布；所述第二防晃板为条形或者中间断开的条形；所述第二防晃板的数量为多个，沿贮箱本体的内侧壁的周向分布。
13.根据本技术实施例提供的技术方案，中间断开的条形的第二防晃板的一端端部与中间断开的环形的第一防晃板的一端端部连接。
14.根据本技术实施例提供的技术方案，所述隔舱内部的出入口处设有消漩防塌装置，所述消漩防塌装置为多层板，每层板上设有多个通孔。
15.根据本技术实施例提供的技术方案，所述贮箱本体的顶壁上还设有温度传感器；所述压力传感器和温度传感器伸入主舱的部分还罩设有挡浪罩；所述挡浪罩为多层罩体，将压力传感器和温度传感器伸入主舱的部分罩设；每层罩体上设有圆孔。
16.本发明具有如下有益效果：由于本技术在贮箱本体的内部空间中设置了隔舱板，将内部空间中划分为主舱和隔舱，隔舱与发动机连通，隔舱板上设有进液单向阀和排气单向阀，由于进液单向阀和排气单向阀的在受压状态下自动启闭，且进液单向阀位于隔舱板上靠近飞行器呈水平状态时位于底部侧壁的位置，实现推进剂的有效封存和隔舱气体的有效排除，排气单向阀位于隔舱板上远离飞行器呈水平状态时位于底部侧壁的位置，推进剂加注和排出口位与贮箱底部并靠近飞行器呈水平状态时位于底部侧壁的位置，保证出入口处始终有推进剂，进而保证推进剂输送管路的无夹气稳定运输；因此本技术提供的飞行器贮箱结构，尤其适用于剧烈过载、多次点火的飞行器，达到对贮箱内部的推进剂液面进行有效管控的效果。
附图说明
17.通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为本技术所述的贮箱竖直状态下的结构示意图；图2为本技术所述的贮箱一加注状态下的结构示意图；图3为本技术所述的贮箱另一加注状态下的结构示意图；图4为本技术所述的贮箱在向前加速下的结构示意图；图5为本技术所述的贮箱在向前减速下的结构示意图；图6为本技术所述的贮箱进液单向阀处的结构放大示意图；图7为本技术所述的贮箱排气单向阀处的结构放大示意图；
图8为本技术所述的防晃板的结构分布示意图。
18.附图标记说明：1、贮箱本体；2、隔舱板；3、主舱；4、隔舱；11、贮箱上底；12、贮箱柱段；13、贮箱下底；111、消能器；112、安全溢流阀；113、压力传感器；114、温度传感器；115、挡浪罩；120、防晃板；121、第一防晃板；122、第二防晃板；21、进液单向阀；22、排气单向阀；23、弹簧储能装置；24、隔舱排气阀；25、隔舱排气控制阀；131、出入口；132、消漩防塌装置；31、第一液位计；32、第二液位计；41、第三液位计。
具体实施方式
19.下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅用于解释相关发明，而非对该发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与发明相关的部分。
20.应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
21.在本公开的描述中，需要说明的是，术语
ꢀ“
中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“前端”、“后端”、“侧”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该公开产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本公开和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本公开的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
22.此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
23.在本公开的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”、“对接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本公开中的具体含义。
24.需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
25.一种飞行器液体推进剂贮箱，贮箱本体1，为中空的壳体，其内部用于盛装推进剂；隔舱板2，位于贮箱本体1内部，其边缘与所述贮箱本体1的内壁连接，并将贮箱本体1的内部空间划分为主舱3和隔舱4；贮箱本体1呈竖直状态时，主舱3位于隔舱4上方；出入口131，位于贮箱本体1的底壁且靠近处于水平状态时位于贮箱本体1底部的侧壁，用于推进剂的加注和喷出；进液单向阀21，位于所述隔舱板2上且靠近水平状态时贮箱本体1底部的侧壁；在所
述隔舱板2面向主舱3一面受压情况下向隔舱4方向自动打开；在所述隔舱板2面向隔舱4一面受压情况下关闭；排气单向阀22，位于所述隔舱板2上且远离水平状态时贮箱本体1底部的侧壁；在所述隔舱板2面向隔舱4一面受压情况下向主舱3方向自动打开；在所述隔舱板2面向主舱3一面受压情况下关闭。
26.一般地，飞行器初始或者上升降落状态下，贮箱本体呈竖直状态，如图1所示。飞行器飞行状态下，贮箱本体呈水平状态，如图4和图5所示。
27.贮箱本体1为具有内部空间的中空壳体，当其呈竖直状态时，其顶壁为贮箱上底11，其底壁为贮箱下底13，贮箱上底11与贮箱下底13之间为贮箱柱段12；贮箱上底11、贮箱柱段12、贮箱下底13形成贮箱本体1的内部空间。
28.贮箱下底13上设有出入口131。
29.所述出入口131位于贮箱本体1内部的部分与消漩防塌装置132连接。
30.所述出入口131位于贮箱本体1外部与推进剂管路连接。
31.所述推进剂管路具有两个支路，一个支路设有推进剂加注口，另一个支路设有推进剂喷出口；所述推进剂加注口与推进剂连通，所述推进剂喷出口与发动机连接。
32.推进剂液体从推进剂加注口经过推进剂管路到达出入口131，进入贮箱本体1内部，先注满隔舱4再进入主舱3，直至达到预设液位，停止加注。此处，可以理解的是，加注过程中，液体推进剂经过排气单向阀22从隔舱4流入主舱3。加注完毕，推进剂加注口关闭。
33.飞行器点火时，推进剂喷出口打开，推进剂从出入口131经过推进剂管路进入推进剂喷出口，并输送至发动机；飞行器熄火时，推进剂喷出口关闭。
34.由于本技术在贮箱的内部空间中设置了隔舱板，将内部空间中划分为主舱和隔舱，隔舱与发动机连通，隔舱板上设有进液单向阀和排气单向阀，由于进液单向阀和排气单向阀的在受压状态下自动启闭，且进液单向阀位于隔舱板上靠近飞行器呈水平状态时位于底部侧壁的位置，实现推进剂的有效封存和隔舱气体的有效排除，排气单向阀位于隔舱板上远离飞行器呈水平状态时位于底部侧壁的位置，推进剂加注和排出口位与贮箱底部并靠近飞行器呈水平状态时位于底部侧壁的位置，保证出入口处始终有推进剂，进而保证推进剂输送管路的无夹气稳定运输；因此本技术提供的飞行器贮箱结构，尤其适用于剧烈过载、多次点火的飞行器，达到对贮箱内部的推进剂液面进行有效管控的效果。
35.在本技术一具体实施方式中，所述进液单向阀21靠近隔舱4的一侧设有弹簧储能装置23；所述进液单向阀21在未受压状态下依靠弹簧储能装置23的弹力关闭，在主舱3一侧受压状态下打开；所述排气单向阀22面向主舱3一侧设有弹簧储能装置23；所述排气单向阀22在未受压状态下依靠弹簧储能装置23的弹力关闭，在隔舱4一侧受压状态下打开。
36.一般地，飞行器呈水平状态且正向向前加速飞行时，液面后倾。
37.具体地，如图4所示，a代表正加速度，箭头方向为前进方向。
38.此时排气单向阀22在过载和弹簧储能装置23联合作用下关闭，进液单向阀21在过载和弹簧储能装置23联合作用下开启，推进剂可自由从主舱3流至隔舱4，从而保证隔舱4的推进剂储量，保证发动机正常工作。
39.一般地，飞行器呈水平状态且正向向前减速飞行时，液面后倾。
40.具体地，如图5所示，-a代表负加速度，箭头方向为前进方向。
41.液面前倾，此时进液单向阀21在过载和弹簧储能装置23联合作用下关闭，排气单
向阀22在过载和弹簧储能装置23联合作用下开启，隔舱4与主舱3保持气体沟通顺畅，而推进剂不能从隔舱4流至主舱3，从而保证隔舱4的推进剂储量被有效锁定，保证发动机正常工作或再次点火使用。
42.在本技术一具体实施方式中，所述进液单向阀21一端与隔舱板2旋转连接，连接处设有弹簧储能装置23，所述弹簧储能装置23为扭簧；所述进液单向阀21另一端与所述隔舱板2靠近隔舱的一侧搭接；所述排气单向阀22一端与隔舱板2旋转连接，连接处设有弹簧储能装置23，所述弹簧储能装置23为扭簧；另一端与所述隔舱板2靠近主舱3的一侧搭接。
43.其中，如图6所示，弹簧储能装置23位于进液单向阀21靠近隔舱4的一侧；如图7所示，弹簧储能装置23位于排气单向阀22靠近主舱3的一侧。
44.具体地，如图1-3所示，本技术的进液单向阀21和排气单向阀22，采用弹簧储能装置23实现受压状态自动启闭，从而也使得本技术所述的贮箱的结构简洁、制造成型简便、降低其加工装配难度和成本，并实现了对液面的有效管控。
45.在本技术一具体实施方式中，所述隔舱板2为向主舱3方向凸起的弧面，在所述弧面的顶部设有隔舱排气阀24，所述隔舱排气阀24与隔舱排气控制阀25连接；所述隔舱排气控制阀25与飞行器的控制机构连接，当加注的推进剂液体达到预设位置，隔舱排气控制阀25控制隔舱排气阀24打开。
46.具体地，所述隔舱板2为向上凸起的弧形面，这样的隔舱板2，保证了飞行器在各种状态下，隔舱板2受压力是最小的。
47.在所述弧面顶部设置隔舱4排气阀，保证了隔舱4顶部可以充满推进剂。
48.隔舱排气阀24在隔舱排气控制阀25的控制下打开，隔舱排气控制阀25根据飞行器控制机构的指示动作。控制机构可以通过第二液位计32和第三液位计41测量反馈的数据判断推进剂加注至隔舱4处或者直至整个贮箱加注至最终液位，关闭隔舱排气阀24。
49.可以理解的是，推进剂加注时，贮箱本体呈竖直状态，隔舱排气阀24处于开启状态，并在贮箱柱段12靠近隔舱板2附近布置液位传感器，感知推进剂液位，若液位到此，可关闭隔舱排气阀24；或者保持液位排气开启直至整个贮箱加至最终液位状态，关闭隔舱排气阀24。
50.在本技术一实施方式中，所述贮箱本体1的顶壁上还设有消能器111、压力传感器113和安全溢流阀112，所述压力传感器113与飞行器的控制机构连接，控制机构与消能器111连接；当控制机构发现压力传感器113检测的压力低于预设值，控制消能器111向主舱3注入增压气体。
51.具体地，所述安全溢流阀112用于贮箱内部增压气体过多时泄压。
52.贮箱上底11上设有消能器111，消能器111与外部气泵连通，用于向贮箱内部充入增压气体，保证主舱的压力达到预设值；以便给贮箱内部的液体推进剂压力，使得隔舱4一直具有液体推进剂。贮箱内的增压气体，始终给液面增压，保持液面的稳定，促使推进剂从主舱3流向隔舱4。由于消能器111的存在，实现推进剂有效封存在隔舱4中，保证发动机使用。
53.飞行器各个飞行状态下，推进剂加注口、推进剂喷出口、进液单向阀21、排气单向阀22、主舱3、隔舱4、隔舱排气阀24、消能器111状态，如下表1所示。
54.由上表可以看出，在飞行器剧烈过载或者说多次点火熄火状态下，进液单向阀21和排气单向阀22，以及消能器111等配合，对推进剂液位实现有效管控，推进剂喷出口处始终有推进剂，保证了推进剂无夹气稳定运输。
55.在本技术一具体实施方式中，所述贮箱本体1内侧壁环设有第一液位计31，所述第一液位计31位于所述主舱3的中部；所述贮箱本体1内侧壁设有第二液位计32，所述第二液位计32沿贮箱本体1轴线方向设置并位于主舱3中、第一液位计31的下方；所述贮箱本体1内侧壁设有第三液位计41，所述第三液位计41沿贮箱本体1轴线方向设置并位于隔舱4中。
56.具体地，第一液位计31、第二液位计32和第三液位计41与飞行器的控制机构连接，所述第一液位计31用于检测飞行器呈水平状态下的液位，所述第二液位计32和第三液位计41叠加用于检测飞行器呈竖直状态下的液位。
57.其中，第一液位计31监测以保证飞行器水平状态下贮箱内的液体推进剂的液位；第二液位计32和第三液位计41监测以保证飞行器竖直状态下监测贮箱内的液体推进剂的液位。
58.在本技术一具体实施方式中，所述贮箱本体1的内壁上设有防晃板120；所述防晃板120包括第一防晃板121和第二防晃板122；所述第一防晃板121环设在贮箱本体1的内侧壁上，所述第一防晃板121为环形或者中间断开的环形；所述第一防晃板121设有多个，沿贮箱本体1的轴向方向分布；所述第二防晃板122为条形或者中间断开的条形；所述第二防晃板122的数量为多个，沿贮箱本体1的内侧壁的周向分布。
59.具体地，防晃板120用于防止推进剂液体在剧烈过载情况下剧烈晃动或者防止液面的晃动越来越剧烈。
60.其中，第一防晃板121防止液面在贮箱柱段12轴向方向的距离晃动；第二防晃板122防止液面在贮箱柱段12周向方向的剧烈晃动。
61.在本技术一具体实施方式中，中间断开的条形的第二防晃板122的一端端部与中间断开的环形的第一防晃板121的一端端部连接。
62.具体地，如图8所示，第一防晃板121和第二防晃板122连接，进一步防止液面的剧烈晃动。
63.在本技术一具体实施方式中，所述隔舱4内部的出入口131处设有消漩防塌装置132，所述消漩防塌装置132为多层板，每层板上设有多个通孔。
64.具体地，液体推进剂经过消漩防塌装置132进入贮箱内部，所述消漩防塌装置132的多层板和每层板多个通口的结构保证推进剂稳定加入。
65.在本技术一具体实施方式中，所述贮箱上底11上还设有温度传感器114；所述压力传感器113和温度传感器114伸入主舱3的部分还罩设有挡浪罩115；所述挡浪罩115为多层罩体，将压力传感器113和温度传感器114伸入主舱3的部分罩设；每层罩体上设有圆孔。
66.其中，所述温度传感器114用于监测贮箱内部的温度，以检测外部保温层的保温效果，同时记录温度便于后期数据分析和研究。
67.其中，所述压力传感器113和温度传感器114伸入主舱3的部分还罩设有挡浪罩115；所述挡浪罩115为多层罩体，将压力传感器113和温度传感器114伸入主舱3的部分罩设；每层罩体上设有圆孔。
68.具体地，所述挡浪罩115的多层罩体和每层罩体圆孔的设计，防止液面剧烈晃动对传感器造成损坏。
69.以上描述仅为本发明的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本发明中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术
方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本发明中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。