[發明專利]一種液體運載火箭膜盒充氣與測試裝置

有效

• 申請號: 202110533273.2
• 申請日: 2021-05-17
• 公開（公告）號: CN113390581B
• 公開（公告）日: 2023-06-09
• 發明（設計）人: 李文拔;杜正剛;耿昌;曹文斌
• 申請（專利權）人: 浙江藍箭航天空間科技有限公司
• 主分類號: G01M3/26
• 分類號: G01M3/26;G01N3/12;G01N3/02
• 代理公司: 北京科石知識產權代理有限公司 11595
• 代理人: 徐紅崗

一種液體運載火箭膜盒充氣與測試裝置，包括：一端用于與氣源連接的第一主管路，依次設置在所述第一主管路的高壓充氣截止閥、減壓閥、低壓充氣截止閥，以及膜盒充氣管路。膜盒充氣管路的另一端用于與箭上膜盒接口連接，高壓充氣截止閥與減壓閥之間分叉設置利用高壓放氣截止閥控制通斷的高壓放氣管路，低壓充氣截止閥與膜盒充氣管路之間分叉設置利用低壓放氣截止閥控制通斷的低壓放氣管路。裝置還包括用于測量未通過減壓閥減壓氣體壓力的高壓壓力表，和用于測量已通過減壓閥減壓氣體壓力的第一低壓壓力表。本發明的膜盒充氣與測試裝置集置換、充氣及保壓測試功能一體，且可以滿足不同任務數量膜盒的需求，大幅縮短了火箭射前膜盒充氣及測試流程。

技術領域

本發明涉及航天運載火箭技術領域，特別是涉及一種液體運載火箭膜盒充氣與測試裝置。

背景技術

在運載火箭發射過程中，為了抑制POGO振動(縱向耦合振動)的發生，不影響火箭的正常發射，通常會在低溫運載火箭的發動機入口附近安裝低溫蓄壓器。蓄壓器膜盒一般懸臂于蓄壓器殼體外側，其結構為通過金屬膜盒形成一密閉容腔，且密閉容腔與液體推進劑隔離。密閉容腔內充入可壓縮的氣體，使其具有柔性，進而降低推進劑輸送系統的固有頻率，使推進劑輸送系統的固有頻率與箭體結構固有頻率彼此遠離，達到抑制火箭POGO效應的作用。

火箭發射前通常需要在發射區對蓄壓器的膜盒進行氣體置換、充氣和保壓測試，完成各項測試程序后再對火箭進行射前加注及預冷。

因此，提供一種可同時對多個膜盒進行充氣、氣體置換和保壓測試的裝置是目前要解決的問題。

發明內容

為解決相關技術中的上述技術問題，本發明提出一種液體運載火箭膜盒充氣與測試裝置，實現了膜盒充裝、膜盒內氣體置換和膜盒保壓測試等多個工序共用一套裝置，優化了火箭發射前膜盒充氣及測試的流程。該膜盒充氣與測試裝置還可以同時對多個箭上膜盒進行充氣、置換和保壓測試工作，極大的降低了人工勞動強度，縮短了火箭發射前的膜盒充氣及測試時間，且該膜盒充氣與測試裝置還具有操作簡單、安裝便捷、穩定可靠的優點。

本發明提供了一種液體運載火箭膜盒充氣與測試裝置。該膜盒充氣與測試裝置包括一端用于與氣源連接的第一主管路，依次設置在所述第一主管路的高壓充氣截止閥、減壓閥、低壓充氣截止閥，以及膜盒充氣管路，所述膜盒充氣管路的另一端用于與箭上膜盒接口連接。所述高壓充氣截止閥與所述減壓閥之間分叉設置利用放氣截止閥控制通斷的高壓放氣管路，所述低壓充氣截止閥與所述膜盒充氣管路之間分叉設置利用低壓放氣截止閥控制通斷的低壓放氣管路。

其中，所述高壓充氣截止閥與所述減壓閥之間的管路設有高壓壓力表，所述減壓閥與所述低壓充氣截止閥之間的管路設有第一低壓壓力表，所述高壓壓力表用于測量未通過所述減壓閥減壓的氣體壓力，所述低壓壓力表用于測量已通過所述減壓閥減壓的氣體壓力。使所述高壓放氣截止閥和所述低壓放氣截止閥關閉且其他截止閥開啟時，根據所述高壓壓力表與所述第一低壓壓力表的比例關系調控減壓閥的開度，使其以要求壓力向膜盒充氣；充裝至指定壓力后，關閉氣源和所述低壓充氣截止閥，對膜盒進行保壓測試；測試完成后，開啟所述高壓放氣截止閥和所述低壓放氣截止閥，膜盒及膜盒充氣管路內的氣體通過所述低壓放氣管路釋放，未經所述減壓閥的高壓氣體通過所述高壓放氣管路釋放。

在一個實施例中，所述膜盒充氣管路至少包括第二主管路和多條分支管路。所述第二主管路的一端與所述第一主管路連通，所述第二主管路的另一端連通所述分支管路一端，所述分支管路的另一端用于與膜盒接口連通。多條所述分支管路分別與箭上的多個膜盒連接，以實現同時對多個箭上膜盒進行充氣與測試。

在一個實施例中，所述分支管路通過三通接頭與所述第二主管路連通；所述三通接頭根據所述分支管路的數量對應設置。例如，箭上膜盒具有4個時，分支管路對應設置4條，則三通接頭可以對應設置3個。其中第一個三通接頭的兩個接頭分別各連接一個三通接頭，形成4個空閑接頭用于分別與四條分支管路連接。