一种液体火箭发动机气控系统冗余方法与流程

1.本发明涉及一种液体火箭发动机气控系统冗余方法，属于液体火箭发动机发技术领域。


背景技术：

2.液体火箭发动机通常具备气控系统、吹除系统和密封隔离系统，吹除系统是利用氦气对头腔中的气体进行吹除置换以及加速排空推进剂，工作于发动机启动和关机阶段；密封隔离系统为涡轮泵动密封供气将燃气与推进剂分隔开，在发动机整个工作阶段均需稳定供气；气控系统用于控制气控阀门开关腔，在发动机启动和关机阶段均需对阀门进行控制。若火箭在飞行过程中气控系统发生泄漏故障，控制气源压力过低将无法驱动被控阀门动作，使得发动机无法关机，导致火箭级间分离或星箭分离失败，因此有必要对发动机气控系统进行冗余设计。
3.现有技术中，液体火箭发动机控制系统冗余方案是将控制气瓶后管路与吹除气瓶后管路并联，将吹除气作为控制气的冗余，缺点是若控制系统发生泄漏故障，吹除气向控制系统下游阀门控制腔供气的同时会向上游控制气瓶充气，导致吹除气源消耗量过大，不仅影响自身吹除功能，也因为控制系统建压缓慢，使得部分阀门不能按照指定时序动作。


技术实现要素：

4.本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，保证了气控系统冗余方案不影响吹除系统和氦密封隔离系统功能，不影响发动机正常启动、关机时序，且发动机结构改动最小。
5.本发明目的通过以下技术方案予以实现：
6.一种液体火箭发动机气控系统冗余方法，包括：
7.控制气气瓶依次经控制气减压阀、第一三通管路后，连通控制气路，对下游被控阀门进行控制；
8.非控制气气瓶依次经非控制气减压阀、第二三通管路后，连通非控制气路；
9.第二三通管路经并联管路与第一三通管路连通，且在并联管路中部设有单向导通的电磁阀；发动机关机时，电磁阀打开，保证第二三通管路向第一三通管路单向导通；
10.控制气减压阀的出口压力不小于控制气路下游被控阀门控制腔压力；
11.非控制气减压阀的出口压力不小于控制气减压阀的出口压力和带单向阀电磁阀流阻之和。
12.本发明一实施例中，电磁阀的孔径不小于并联管路的直径。
13.本发明一实施例中，如果控制气路或控制气气瓶在火箭飞行中发生泄漏故障导致下游被控阀门无法动作，则非控制气气瓶的介质气可向控制气路被控阀门供气实现被控阀门正常动作；如果非控制气路发生泄漏故障导致压力低于控制气减压阀后压力时，由于电磁阀仅可单向导通，使控制气不可向非控制气路流通，因而不会影响控制气路的下游被控
阀门正常动作；如果控制气路和非控制气路均完好，由于控制减压阀和非控制气减压阀出口压力相当，不影响下游被控阀门正常动作。
14.本发明一实施例中，通过计算和试验得到带单向阀电磁阀的流阻。
15.本发明一实施例中，三通管路的直径不小于控制气路的导管直径。
16.本发明一实施例中，并联管路的布管方式不得与发动机其他管路发生干涉。
17.本发明一实施例中，非控制气路的导管直径不小于控制气路的导管直径。
18.本发明一实施例中，带单向阀的电磁阀的直径不小于并联管路的直径。
19.本发明一实施例中，带单向阀电磁阀的打开时间较控制气路中首个关机动作电磁阀时间提前至少0.1s
20.一种基于所述的气控系统冗余方法的气控系统，包括第一三通管路、第二三通管路、并联管路、单向导通的电磁阀；
21.第一三通管路安装在控制气减压阀和控制气路之间；
22.第二三通管路安装在非控制气减压阀和非控制气路之间；
23.第二三通管路经并联管路与第一三通管路连通，且单向导通的电磁阀设在并联管路中部。
24.本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
25.(1)本发明利用控制减压阀反向流动节流特性，使非控制气进入控制气路后大部分介质向下游流动进入被控阀门控制腔从而有效控制阀门动作，极少部分控制气通过控制减压阀向上游流入到控制气瓶。
26.(2)当非控制气路发生泄漏故障导致非控制气耗光时，本发明控制气不会通过并联管路向非控制气路供气影响阀门动作。
27.(3)本发明中非控制气压力不低于阀门动作所需要的压力，且不影响非控制气自身的功能效果。
28.(4)当控制气路与非控制气路均完好时，本发明的发动机关机时序除增加了电磁阀通电动作外，其余指令与未使用该发明的原状态保持一致，新增部件不影响原有装置正常功能和使用。
29.(5)本发明消除了控制气路上下游所有单点故障模式。
30.(6)被控阀门具备两个控制腔，包括控制阀门打开的开腔和控制阀门关闭的关腔，发动机正常工作时，若控制气路发生泄漏，被控阀门开腔从有控制气变成无控制气，阀门能够在介质流动产生的压差力下维持原打开状态保持不变，关机时通过本发明方法可由非控制气为被控阀门关腔充气使阀门关闭。
31.(7)目前针对气控阀门断气导致发动机故障的传统解决措施是单独增设一个备用气瓶，对发动机某单个阀门进行独立控制，其余阀门不进行控制。相较传统方案，本发明使发动机在发生此类故障时，所有阀门均能按照预定时序关闭，不会对发动机结构造成损坏，有利于发动机重复使用。且不增加气瓶数量，便于实施。
附图说明
32.图1为控制气路冗余工作原理示意图。
33.附图标记：1-非控制气气瓶；2-非控制气减压阀；3-发动机机架；4-三通管路；5-非
控制气路；6-并联管路；7-电源；8-带单向阀电磁阀；9-控制气气瓶；10-控制气减压阀；11-控制气路；12-下游被控阀门。
具体实施方式
34.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
35.为实现气控系统冗余方案不影响吹除系统和氦密封隔离系统功能、不影响发动机正常启动、关机时序以及发动机结构改动最小的目标，发明了一种液体火箭发动机气控系统冗余方法：
36.目前气控系统、吹除系统和密封隔离系统通常采用高压气源经减压阀降低压力并稳定供气的系统方案，本发明将控制系统减压阀后管路与吹除系统或氦密封隔离系统减压阀后管路进行并联，若控制系统发生泄漏故障，导致控制气瓶压力低于被控阀门控制气压力需求甚至全部泄漏时，可利用吹除系统或氦密封隔离系统中的介质气实现对阀门的动作控制。
37.设置一种控制系统减压阀，具备当实际出口压力大于额定出口压力时反向流动截止特性，实现吹除系统或氦密封隔离系统中的气体进入控制系统时只能向下游管路及被控阀门控制腔流动，避免向上游控制气瓶充气。
38.设置一种自带单向阀的高压电磁阀，安装于并联管路中间，可实现正向通气反向密封功能。不带单向阀的高压电磁阀断电(关闭)状态一般只能实现正向密封，反向不密封。采用自带单向阀的高压电磁阀设计方案时，电磁阀通电后吹除系统或密封隔离系统可正向对气控系统单向供气；而当吹除系统或密封隔离系统发生泄漏故障或压力低于气控系统减压阀后压力时，由于高压电磁阀自带单向阀，无论其通电与否，气控系统的介质都不会向吹除系统或密封隔离系统流动，不会对气控系统功能造成影响。
39.一种液体火箭发动机控制气路冗余方法，如图1所示，包括：
40.选择不小于控制气路11导管直径(10mm)的导管作为并联管路6，将该管路两端以三通4的形式分别连接于控制减压阀10后和非控制气(如吹除、隔离等)减压阀2后的管路，三通管路4直径(10mm)不小于控制气路11导管直径，并联管路6布管方式不得与发动机其他管路发生干涉。
41.根据选择的，非控制气路5导管直径(10mm)不小于控制气路11导管直径，设计孔径不小于并联管路6直径(10mm)的带单向阀的电磁阀8作为控制路和非控制路通断的开关，安装在并联管路6中间，安装方向满足非控制气可向控制气路流通，控制气不可向非控制气路流通。通过计算和试验得到带单向阀的电磁阀8流阻为0.2mpa，电磁阀8固定在发动机机架3上。
42.调整控制减压阀10出口压力(7mpa)不小于控制气路11下游被控阀门控制腔压力(～5mpa)，非控制气减压阀2出口压力(7.2mpa)不小于控制减压阀10出口压力(7mpa)和带单向阀电磁阀8流阻(0.2mpa)之和。
43.发动机关机时，带单向阀电磁阀8打开时间较控制气路11中首个关机动作电磁阀时间提前0.1s，使非控制气路的介质可向控制气路11单向流通。通过计算得到提前0.1s打开电磁阀8可使非控制气在控制气路11中建压大于下游被控阀门控制腔压力(～5mpa)，保
证下游被控阀门动作无延迟的同时，也可避免电磁阀8打开时间过早造成非控制气气瓶1中气体压力(～13mpa)下降至低于被控阀门控制腔压力(5mpa)的风险。控制气路11中的下游被控阀门按照原设计指定时序进行先后动作。
44.如果控制气路11或气瓶9在火箭飞行中发生泄漏故障导致无法实现被控阀门动作，通过计算和试验在控制气路11上泄漏口当量直径小于2.5mm或气瓶9泄漏口直径任意大时，则非控制气路的介质气可代替控制气向阀门供气实现下游被控阀门正常动作；如果非控制气路发生泄漏故障导致压力低于气控系统减压阀后压力时，由于带单向阀电磁阀8的单向阀作用，使控制气不可向非控制气路流通，因而不会影响控制气路11的下游被控阀门正常动作；如果控制路11和非控制路5均完好，由于控制减压阀10和非控制气减压阀2出口压力相当(～7mpa)，控制气和非控制气相互干扰很小，不影响下游被控阀门正常动作。
45.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
46.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

技术特征：
1.一种液体火箭发动机气控系统冗余方法，其特征在于，包括：控制气气瓶依次经控制气减压阀、第一三通管路后，连通控制气路，对下游被控阀门进行控制；非控制气气瓶依次经非控制气减压阀、第二三通管路后，连通非控制气路；第二三通管路经并联管路与第一三通管路连通，且在并联管路中部设有单向导通的电磁阀；发动机关机时，电磁阀打开，保证第二三通管路向第一三通管路单向导通；控制气减压阀的出口压力不小于控制气路下游被控阀门控制腔压力；非控制气减压阀的出口压力不小于控制气减压阀的出口压力和带单向阀电磁阀流阻之和。2.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，电磁阀的孔径不小于并联管路的直径。3.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，如果控制气路或控制气气瓶在火箭飞行中发生泄漏故障导致下游被控阀门无法动作，则非控制气气瓶的介质气可向控制气路被控阀门供气实现被控阀门正常动作；如果非控制气路发生泄漏故障导致压力低于控制气减压阀后压力时，由于电磁阀仅可单向导通，使控制气不可向非控制气路流通，因而不会影响控制气路的下游被控阀门正常动作；如果控制气路和非控制气路均完好，由于控制减压阀和非控制气减压阀出口压力相当，不影响下游被控阀门正常动作。4.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，通过计算和试验得到带单向阀电磁阀的流阻。5.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，三通管路的直径不小于控制气路的导管直径。6.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，并联管路的布管方式不得与发动机其他管路发生干涉。7.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，非控制气路的导管直径不小于控制气路的导管直径。8.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，带单向阀的电磁阀的直径不小于并联管路的直径。9.根据权利要求1所述的气控系统冗余方法，其特征在于，带单向阀电磁阀的打开时间较控制气路中首个关机动作电磁阀时间提前至少0.1s。10.一种基于权利要求1至9中任一项所述的气控系统冗余方法的气控系统，其特征在于，包括第一三通管路、第二三通管路、并联管路、单向导通的电磁阀；第一三通管路安装在控制气减压阀和控制气路之间；第二三通管路安装在非控制气减压阀和非控制气路之间；第二三通管路经并联管路与第一三通管路连通，且单向导通的电磁阀设在并联管路中部。

技术总结
一种液体火箭发动机气控系统冗余方法，包括：控制气气瓶依次经控制气减压阀、第一三通管路后，连通控制气路，对下游被控阀门进行控制；非控制气气瓶依次经非控制气减压阀、第二三通管路后，连通非控制气路；第二三通管路经并联管路与第一三通管路连通，且在并联管路中部设有单向导通的电磁阀；发动机关机时，电磁阀打开，保证第二三通管路向第一三通管路单向导通；控制气减压阀的出口压力不小于控制气路下游被控阀门控制腔压力；非控制气减压阀的出口压力不小于控制气减压阀的出口压力和带单向阀电磁阀流阻之和。本发明消除了控制气路上下游所有单点故障模式。下游所有单点故障模式。下游所有单点故障模式。


技术研发人员：乔兴伟 胡程炜 马旋 樊仕营 宁俞毅 刘忠恕 马文杰 翟辰阳 贾泽正
受保护的技术使用者：北京航天动力研究所
技术研发日：2023.06.29
技术公布日：2023/10/15