[0001] 本申请涉及火箭技术领域，尤其涉及一种自生增压与气瓶加温增压联合的新型液体火箭增压系统。

[0002] 增压系统是用于提供液体火箭推进剂贮箱气枕压力，以满足发动机启动及飞行过程中所需的推进剂入口工作压力和火箭推进剂贮箱薄壁结构承载内压的要求，保证贮箱结构有足够的强度和刚度。其主要工作过程为：增压气体进入推进剂贮箱，膨胀后占据推进剂排出的空间，对液体推进剂施加工作压力。常用的增压方式一般包括3种：利用发动机燃烧产物作为增压介质的燃气增压；利用火箭的推进剂组元经发动机蒸发、汽化作为增压介质的自生增压；配备独立贮存增压介质的贮气式增压。当前，液氧煤油推进剂组合仍是航天领域的主力推进剂组合，氧箱通常采用自生增压或气瓶(氦气)增压的方式，煤油箱通常采用气瓶(氦气)增压的方式。传统的增压系统一般是如下两种组合：氧箱采用自生增压，煤油箱采用气瓶(氦气)增压；氧箱采用气瓶(氦气)加温增压，煤油箱采用常温气瓶(氦气)增压。自生增压和加温增压均需要用到发动机的加热器对增压气体进行加温，以提高增压效率，但只能做到二选一，即如果氧箱增压使用了发动机的加热器，则煤油箱就无法利用。传统增压系统从增压气体角度分析，虽然气瓶增压气体可选择氦气或氮气，但在当前国内外成熟型号的液体火箭中，气瓶增压气体普遍使用氦气，这是因为氦气密度远小于氮气，故一个微小的流量变化会造成箱压较大的波动。氮气由于自身密度较大，增压能力相对较差。相同容积下氮气的质量比氦气大很多，由于火箭飞行时间固定，故单位时间的增压流量氮气也比氦气大很多，故如果直接选氮气作为增压气体，增压气体体积需求氮气是氦气的近2倍，需要更大的空间放置更多的气瓶，且相应的阀门、管路、孔板等均需匹配比氦气增压系统更大的尺寸才能适应。但众所周知氦气是现代高科技产业无可替代的关键元素，属于重要的战略资源。我国氦资源极其稀缺，据估计氦气资源总量约11亿立方米，其中可直接采收的总量约0.5亿立方米，不到全球储量的0.1％。势必研究新型的增压系统，使用氮气代替氦气增压，既能提高增压效率又能节约氦资源。

[0003] 因此，如何进行液氧贮箱和煤油贮箱的同时利用从而提高增压效率，是本领域技术人员目前急需解决的技术问题。

[0019] 下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。另外，诸如“上”、下”、“左”、“右”、“前”、“后”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释两个部件之间的位置关系。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。

[0020] 如图1所示，本申请提供了一种自生增压与气瓶加温增压联合的新型液体火箭增压系统，包括：液氧贮箱110、煤油贮箱120、自生增压管路130、第一地面增压路140、第二地面增压路150，气瓶加温增压管路160、第一加热器170、第二加热器180、第三加热器190。

[0021] 第一地面增压路140连通至液氧贮箱110的顶部，在第一地面增压路上还连通有第一过滤器141以及第一单向阀142。

[0022] 其中第一地面增压路的入口与液氧贮箱110连通，出口与地面增压装置连接，第一地面增压装置输入来的增压气体经过第一过滤器141过滤，当第一单向阀142开启后将增压气体输送至液氧贮箱110中。

[0023] 自生增压管路130的入口端分别与发动机1(第一发动机)的推力室头部氧头腔以及发动机2(第二发动机)的推力室头部氧头腔连通，自生增压管路130的出口端与液氧贮箱110连通。

[0024] 在自生增压管路130与发动机1的推力室头部氧头腔连通的同时，还与第一加热器接触，在自生增压管路130与发动机2的推力室头部氧头腔连通的同时，还与第二加热器接触。

[0025] 其中第一、二加热器的热量分别由发动机1、2提供提供。

[0026] 其中当需要增压时，发动机1、2的推力室头部氧头腔引出一定流量的液氧，第一至二发动机的推力室头部氧头腔引出一定流量的液氧分别经第一、二加热器换热器与涡轮废气进行换热，形成具有一定温度和压力的气氧，再通过自生增压管路输入至为液氧贮箱110中，为箭体氧箱增压。

[0027] 其中自生增压用的液氧为纯净液氧，无燃烧产物杂质。由于液氧汽化自生增压方案在系统复杂度和经济性上较气瓶增压方案具有明显的优势，在无其它关键限制性条件时，基础级火箭氧箱增压优先选择自生增压方案。

[0028] 优选地，第一单向阀的数量为多个。

[0029] 液氧贮箱110的顶部还连通有压力传感器，能够对整个液氧贮箱110进行压力检测。

[0030] 第二地面增压路150连通至煤油贮箱120的顶部，在第二地面增压路上还连通有第二过滤器151以及第二单向阀152。

[0031] 其中第二地面增压路150的入口端与煤油贮箱120连通，出口端与地面增压装置连接，第二地面增压装置输入来的增压气体经过第二过滤器151过滤，当第二单向阀152开启后将其输送至煤油贮箱120中。

[0032] 气瓶加温增压管路160的入口端与多个增压气瓶连接，出口端与煤油贮箱120连通，在气瓶加温增压管路160中还连通有第三过滤器161、第一电磁阀162、第二电磁阀163、第三电磁阀164、第一孔板165、第二孔板166以及第三孔板167。

[0033] 第三过滤器161分别与第一至三电磁阀的一端连通，第一电磁阀162与第一孔板165的一端连通，第一孔板165的另一端与气瓶加温增压管路160连通。第二电磁阀162与第二孔板166的一端连通，第二孔板166的另一端与气瓶加温增压管路160连通。第三电磁阀
164与第三孔板167的一端连通，第三孔板167的另一端与气瓶加温增压管路160连通，气瓶加温增压管路160与第三加热器190接触后与煤油贮箱120的顶部连通。

[0034] 第三加热器190的热量由发动机3(第三发动机)提供。

[0035] 其中多个增压气瓶中均与充气阀连通，通过充气阀进行增压气体的贮存，多个增压气瓶连接组成气瓶组。

[0036] 当需要增压时，多个增压气瓶中贮存的增压气体进过第三过滤器161分为三路，每路气体分别经过各自打开后的电磁阀以及孔板后再经过发动机3的第三加热器190与涡轮的废气进行换热，最后输出至煤油贮箱120中。

[0037] 作为举例，增压气体通过打开的第一电磁阀162(或第二电磁阀162、第三电磁阀164)后，通过第一孔板165(或第二孔板166、第三孔板167)限流进入发动机3的第三加热器与涡轮废气进行换热，输出至煤油贮箱120中。

[0038] 其中由箭上控制器根据箱压与第一至三电磁阀的设定压力带之间的关系决定第一至三电磁阀的启闭。

[0039] 具体来说，为每个电磁阀设定压力上限值和压力下限值，当箱压高于该电磁阀的压力上限值时，则令该电磁阀关闭，若箱压低于该电磁阀的压力下限值时，则令该电磁阀开启，若箱压处于该电磁阀的压力上限值与压力下限值之间时，则保持该电磁阀当前状态不变。

[0040] 其中每个电磁阀的压力上限值和压力下限值可由工作人员根据实际情况进行设置，具体数值在此不进行限定，

[0041] 优选地，增压气瓶的数量为12个。

[0042] 优选地，第二单向阀的数量为多个。

[0043] 上述一个或多个电磁阀打开后，增压气体通过孔板限流进入发动机加热器与涡轮废气进行换热，使得增压气体温度升高，提高对煤油贮箱的增压效率。

[0044] 煤油增压气体可选择为常温氮气，氮气的气瓶数量与使用常温氦气增压(不加温)时相同，且由于加温增压气体流量不会很大，增压系统中的管路、阀门、过滤器等尺寸无需增大，可以借用常温氦气增压所用的增压部件。另外，使用加温增压方案，煤油贮箱增压气体也可以使用氦气，如使用氦气，可进一步减少气瓶数量，减少氦气消耗量，减轻箭体重量。

[0045] 煤油贮箱120的顶部还连通有压力传感器，能够对整个煤油贮箱120进行压力检测。

[0046] 其中对于多台发动机并联的系统，本实施例可以根据增压计算结果将一定数量的发动机用于提供液氧贮箱的自生增压，剩余发动机用于煤油贮箱的气瓶加温增压。

[0047] 本申请的有益效果：

[0048] 本申请提供的增压系统既实现了低温液氧贮箱的自生增压，又实现了煤油贮箱的加温增压，使得煤油贮箱的增压效率大为增加。对于多台发动机并联的系统，将一定数量的发动机用于提供液氧贮箱的自生增压，剩余发动机用于煤油贮箱的气瓶加温增压，使得增压气体温度升高，提高对煤油贮箱的增压效率。煤油贮箱增压气体既可以使用氦气，又可以使用氮气，该增压系统大大减少氦气用量，在航天发射中减少对战略资源氦气的使用，使得我国有限的氦资源应用到更加需要的高科技领域。

[0049] 对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

[0050] 此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。