[发明专利]一种强制循环预冷系统

说明书

技术领域

本发明涉及航天设备的循环制冷技术领域，特别涉及一种应用于低温液体火箭发动机中的强制循环预冷系统。

背景技术

预冷是指使用低温液体推进剂的发动机在点火前利用推进剂或者其他低温介质对发动机(主要是涡轮泵)及其输送系统进行冷却，以达到发动机起动要求的温度，保证涡轮泵的可靠工作。

对低温液体火箭发动机预冷方式主要有：排放预冷和循环预冷两类，循环预冷又可分为自然循环预冷和强制循环预冷。

目前，国内外常见的低温液体火箭发动机强制循环预冷系统如附图1所示，主要由贮箱101、前置阀102、输送管103、旁通管104、循环泵105、泵后阀106、发动机107、回流控制阀108和回流管109组成。其工作流程分三个阶段，第一阶段，前置阀102打开，泵后阀106关闭，低温推进剂由输送管103进入发动机107，对发动机107预冷后经回流管109回到贮箱101。第一阶段为自然循环预冷阶段，为提高循环流量，回流管109通常回流到贮箱101上部。第二阶段，发动机107点火前，前置阀102关闭，泵后阀106打开，低温推进剂由旁通管104进入发动机107，循环泵105启动，进行大流量强制循环预冷。第三阶段，发动机107点火后，前置阀102打开，泵后阀106关闭，低温推进剂由输送管103正常进入发动机107为其提供足够流量的推进剂。

常见的低温液体火箭发动机强制循环预冷系统非常复杂，工作流程也非常复杂，不利于系统控制，也增加了生产难度及成本。

发明内容

本发明的目的在于提供一种强制循环预冷系统，以解决现有的低温液体火箭发动机强制循环预冷系统结构复杂，不利于系统控制、低温推进剂的循环效率低的问题。

为实现上述目的，本发明提供了一种强制循环预冷系统，包括贮箱、输送管、发动机、回流控制阀、循环泵及回流管，所述贮箱用于贮存低温推进剂，所述回流控制阀为两位三通式阀门，其中，所述输送管包括第一端及第二端，第一端与所述贮箱的底部中间位置相连通，第二端与发动机相连通，所述第二端同时通过所述回流控制阀分别与发动机推力室管相连及回流管的下端相连，回流管的上端与所述贮箱相连接，所述循环泵设置于所述回流管上。

较佳地，所述贮箱的壳体为金属薄壁结构，所述贮箱外包覆有绝热层。

较佳地，所述输送管为金属薄壁结构，所述输送管外包覆有绝热层。

较佳地，所述绝热层为聚氨酯泡沫，厚度为18～22mm。

较佳地，所述回流管为金属薄壁结构，所述回流管外包覆有绝热层，

较佳地，所述绝热层为聚氨酯泡沫，厚度为8～12mm。

较佳地，所述回流管的上端与所述贮箱的底部的侧部相连接。

该系统采用循环泵直接驱动低温推进剂循环流动，具有很强的发动机预冷的能力。同时，在循环回路中循环泵的位置设置在发动机之后，有效得简化了强制循环预冷系统。而回流管与贮箱底部相连，为循环泵创造了良好的环境，避免了循环泵中产生气蚀的情况发生，简化了系统的结构，同时提高了整个系统的寿命。

附图说明

图1为现有的低温液体火箭的发动机强制循环预冷系统结构图；

图2为本发明优选实施例提供的强制循环预冷系统结构图。

具体实施方式

为更好地说明本发明，兹以一优选实施例，并配合附图对本发明作详细说明，具体如下：

本实施例提供的强制循环预冷系统，适用于低温液体火箭发动机的预冷，具体地，如图2所示，该系统包括贮箱1、输送管2、发动机3、回流控制阀4、循环泵5及回流管6。贮箱1用于贮存低温推进剂，回流控制阀4为两位三通式阀门，其中，输送管2包括第一端及第二端，第一端与贮箱1的底部中间位置相连通，第二端与发动机3相连通，第二端同时通过回流控制阀4分别与发动机推力室管7相连及回流管6的下端相连，回流管6的上端与贮箱1相连接，循环泵5设置于回流管6上。回流管6的上端与贮箱1的底部的侧部相连接。

具体地，本实施例中的贮箱1为金属薄壁结构，其外包覆绝热层，本实施例中贮箱1的绝热层的材料为聚氨酯泡沫，其厚度为18mm～22mm，其中，较佳的厚度为20mm。

输送管2为金属薄壁结构，其外部也包覆了绝热层，本实施例中输送管2的绝热层的材料为聚氨酯泡沫，其厚度为18mm～22mm，其中，较佳的厚度为20mm。

发动机3为低温液体火箭发动机，如液氧煤油发动机或液氧液氢发动机。