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    重庆时时彩三星过滤: 一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器.pdf

    摘要
    申请专利号:

    重庆时时彩单双窍门 www.4mum.com.cn CN201410178837.5

    申请日:

    2014.04.29

    公开号:

    CN103950557A

    公开日:

    2014.07.30

    当前法律状态:

    授权

    有效性:

    有权

    法律详情: 授权|||实质审查的生效IPC(主分类):B64G 1/40申请日:20140429|||公开
    IPC分类号: B64G1/40; F17C1/00 主分类号: B64G1/40
    申请人: 北京控制工程研究所
    发明人: 胡齐; 李永; 潘海林; 陈健; 魏延明; 庄保堂; 刘锦涛
    地址: 100080 北京市海淀区北京2729信箱
    优先权:
    专利代理机构: 中国航天科技专利中心 11009 代理人: 安丽
    PDF完整版下载: PDF下载
    法律状态
    申请(专利)号:

    CN201410178837.5

    授权公告号:

    ||||||

    法律状态公告日:

    2016.05.04|||2014.08.27|||2014.07.30

    法律状态类型:

    授权|||实质审查的生效|||公开

    摘要

    一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,包括导气管、盖板、外壳、叶片、支柱、底座、通道窗口压板、通道窗口网片、蓄液器网片、固定块和蓄液器网片压板;叶片径向均匀地分布固定在支柱上从而形成一个整体结构,所述整体结构安装固定在底座内圆形隔板上;蓄液器网片通过蓄液器网片压板压在底座内圆形隔板上后固定;通道窗口网片通过通道窗口压板压在底座筒壁外侧上后固定;外壳固定在底座顶端,盖板固定在外壳上,固定块将导气管固定在盖板上。本发明蓄液器结构简单、强度高、可靠性高,蓄液量大,工作适用范围广泛,具有可以反复循环地给蓄液器内填充液体和从蓄液器内排挤液体的功能,液体加注和排放速度大,同时可实现地面重复加注。

    权利要求书

    权利要求书
    1.  一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:包括导气管(1)、盖板(2)、外壳(3)、叶片(4)、支柱(5)、底座(6)、通道窗口压板(7)、通道窗口网片(8)、蓄液器网片(9)、固定块(10)和蓄液器网片压板(11);
    支柱(5)包括中心柱(51)、上支撑盘(52)和下支撑盘(53);上支撑盘(52)和下支撑盘(53)之间通过中心柱(51)同轴连接,上支撑盘(52)位于中心柱(51)顶端,下支撑盘(53)位于中心柱(51)的下部且中心柱(51)的底端穿过下支撑盘(53);支柱(5)的上支撑盘(52)和下支撑盘(53)上均径向分布有多条安装缝且上支撑盘(52)的安装缝与下支撑盘(53)上的安装缝一一对应,每组所述一一对应的安装缝上插有一个叶片(4),叶片(4)与其所在安装缝固定连接;
    底座(6)为上下开口的圆筒状结构,其内部有带多个通孔的圆形隔板,底座(6)位于所述圆形隔板下方的筒壁上留有多个通道窗口,通道窗口网片(8)覆盖在所述底座(6)位于圆形隔板下方筒壁的外侧,将所有通道窗口盖住,通道窗口压板(7)将通道窗口网片(8)固定在底座(6)的筒壁上;
    蓄液器网片(9)和带有多个通孔的蓄液器网片压板(11)依次置于底座(6)内的圆形隔板上方,且蓄液器网片(9)的边缘和蓄液器网片压板(11)的边缘均与所述圆形隔板固定连接;
    外壳(3)为两端开口的圆台状薄壁结构,其直径小的开口端固定在底座(6)的顶端,叶片(4)和支柱(5)形成的整体置于外壳(3)内部,且支柱(5)穿过下支撑板(53)的底端与所述底座(6)的圆形隔板固定连接;
    盖板(2)固定在外壳(3)直径大的开口端上,将叶片(4)和支柱(5)组成的整体封闭在外壳(3)内部,固定块(10)将导气管(1)固定在盖板(2)上,用于所述蓄液器在地面加注液体时排放盖板(2)和外壳(3)形成的夹角空间内的气体。

    2.  根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述叶片(4)上分布有多个通孔,用于蓄液器内以及叶片(4)之间的液体流通和捕捉气体,所述叶片(4)之间形成多个夹角区域,用于液体导流与蓄留。

    3.  根据权利要求1或2所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述叶片(4)的边缘与外壳(3)之间以及叶片(4)的边缘与盖板(2)之间均存在缝隙,用于蓄液器充液时利用液体表面张力驱动液体导流,将蓄液器外部的液体导流到蓄液器内部。

    4.  根据权利要求3所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述叶片(4)的边缘与外壳(3)之间的缝隙与叶片(4)的边缘与盖板(2)之间的缝隙连通。

    5.  根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述蓄液器网片(9)、蓄液器网片压板(11)和所述底座(6)的圆形隔板之间无缝隙,且蓄液器网片压板(11)上的通孔和所述圆形隔板上的通孔一一对应。

    6.  根据权利要求1或5所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述底座(6)内部的圆形隔板和底座(6)为一体。

    7.  根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述盖板(2)为侧壁向其中轴内凹的旋转体薄壁结构,上下开口。

    8.  根据权利要求7所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述盖板(2)的高度大于等于外壳(3)高度的一半,且盖板(2)的直径小的开口端与所述支柱(5)顶端的上支撑盘(52)之间留有间隙。

    9.  根据权利要求1所述的一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其特征在于:所述通道窗口网片(8)和蓄液器网片(9)均为钛合金材料。

    说明书

    说明书一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器
    技术领域
    本发明涉及一种用于空间流体管理的蓄液器,特别适用于空间飞行器中推进剂贮箱。
    背景技术
    推进剂贮箱以其在失重环境下的高可靠性和长寿命特点,被广泛应用于卫星、飞船、空间站、运载火箭等各种空间飞行器上。推进剂贮箱的核心技术是它内部的推进剂管理装置(简称PMD)。PMD的管理能力是贮箱性能的关键指标。PMD设计的目标是PMD在任何时候都能够可靠地、无气泡地输送液体。
    目前,空间飞行器尤其是卫星上所使用的推进剂贮箱的PMD都是网式的,采用筛网为毛细元件来收集推进剂,并由管道将推进剂输送到推进剂贮箱的液口端。这种类型的推进剂管理装置的局限性也逐渐显露出来,成为制约卫星事业发展的一个不利因素。网式PMD具有如下的一些缺点:比如,毛细网结构强度低、易损伤、易污染、可靠性低,同时,需要设置复杂的流体传输通道,导致推进剂管理装置重量偏大、加注速度慢。
    根据卫星在轨运行的实际情况来看,要求推进剂贮箱不但能够在正常工况下的各种微重力环境中蓄留推进剂,而且在各种非正常工况的极端情况下也能够蓄留充足的推进剂,如当Z向(轴向)旋转角速度较大、反向加速度较大时(卫星沿X、Y轴旋转时也会出现),都可以保证足够的蓄液量。于是需要使用结构简单、可靠性高、蓄液量大、筛网使用少、以板式结构为主的全新蓄液器。
    蓄液器已经被以不同的实施方式公开,由US4553565A、DE10040755A1和US4986398A公开了一些蓄液器,它们也适用于推进剂贮箱中。例如在US4553565A中描述了一种蓄液器,其中借助一些径向均匀放置的叶片实现液体蓄留和气相与液相的分离,其缺点在于:蓄液量小,在一些可能出现的极端工 况下(如贮箱轴向旋转角速度较大、反向加速度较大或侧向加速度较大等)无法保证足够的不夹气的蓄液量。在DE10040755A1中也描述了一种类似球冠状的蓄液器,在蓄液器内设置一内锥形状板,并根据在轨工况需求在适当的区域设置了一些筛网收集器和若干个导流叶片,其缺点在于:结构偏复杂,使用筛网较多,蓄液量小。在US4986398A中也描述了一种蓄液器,其中借助锥形结构区域实现液体蓄留,其缺点在于:使用了大量的筛网,大量气泡易在蓄液器内筛网上聚集;蓄液器提供的液体流量较小,流量过大易导致蓄液器内断流,更易加快气泡在在蓄液器内筛网上聚集,更坏情况即气体被压迫穿过所述筛;同时在微重力情况下在表面张力驱动下蓄液器仍不易填充和蓄留足够的液体。
    发明内容
    本发明的技术解决问题是:克服现有技术的不足,提供一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,其具有性能优良、结构简单、可靠性高、蓄液量大、微重力环境工作适用能力强、可以反复循环地给蓄液器内填充液体和从蓄液器内排挤液体、液体加注和排放速度大、可实现地面重复加注等特点。
    本发明的技术解决方案是:
    一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,包括导气管、盖板、外壳、叶片、支柱、底座、通道窗口压板、通道窗口网片、蓄液器网片、固定块和蓄液器网片压板;
    支柱包括中心柱、上支撑盘和下支撑盘;上支撑盘和下支撑盘之间通过中心柱同轴连接,上支撑盘位于中心柱顶端,下支撑盘位于中心柱的下部且中心柱的底端穿过下支撑盘;支柱的上支撑盘和下支撑盘上均径向分布有多条安装缝且上支撑盘的安装缝与下支撑盘上的安装缝一一对应,每组所述一一对应的安装缝上插有一个叶片,叶片与其所在安装缝固定连接;
    底座为上下开口的圆筒状结构,其内部有带多个通孔的圆形隔板,底座位于所述圆形隔板下方的筒壁上留有多个通道窗口,通道窗口网片覆盖在所述底座位于圆形隔板下方筒壁的外侧,将所有通道窗口盖住,通道窗口压板将通道 窗口网片固定在底座的筒壁上;
    蓄液器网片和带有多个通孔的蓄液器网片压板依次置于底座内的圆形隔板上方,且蓄液器网片的边缘和蓄液器网片压板的边缘均与所述圆形隔板固定连接;
    外壳为两端开口的圆台状薄壁结构,其直径小的开口端固定在底座的顶端,叶片和支柱形成的整体置于外壳内部,且支柱穿过下支撑板的底端与所述底座的圆形隔板固定连接;
    盖板固定在外壳直径大的开口端上,将叶片和支柱组成的整体封闭在外壳内部,固定块将导气管固定在盖板上,用于所述蓄液器在地面加注液体时排放盖板和外壳形成的夹角空间内的气体。
    所述叶片上分布有多个通孔,用于蓄液器内以及叶片之间的液体流通和捕捉气体,所述叶片之间形成多个夹角区域,用于液体导流与蓄留。
    所述叶片的边缘与外壳之间以及叶片的边缘与盖板之间均存在缝隙,用于蓄液器充液时利用液体表面张力驱动液体导流,将蓄液器外部的液体导流到蓄液器内部。
    所述叶片的边缘与外壳之间的缝隙与叶片的边缘与盖板之间的缝隙连通。
    所述蓄液器网片、蓄液器网片压板和所述底座的圆形隔板之间无缝隙,且蓄液器网片压板上的通孔和所述圆形隔板上的通孔一一对应。
    所述底座内部的圆形隔板和底座为一体。
    所述盖板为侧壁向其中轴内凹的旋转体薄壁结构,上下开口。
    所述盖板的高度大于等于外壳高度的一半,且盖板的直径小的开口端与所述支柱顶端的上支撑盘之间留有间隙。
    所述通道窗口网片和蓄液器网片均为钛合金材料。
    本发明与现有技术相比有益效果为:
    (1)与US4986398A以及DE10040755A1中描述的蓄液器相比,本发明蓄液器主体结构包括盖板、外壳、底座和由叶片和支柱组成的整体结构(小型蓄液 器结构),结构简单,由于各主体结构分布集中所以本发明蓄液器的结构强度更高,而且没有使用US4986398A以及DE10040755A1中描述的易受污染的带有网片的收集器以及管路,从而本发明蓄液器可靠性更高。
    (2)与US4553565A中描述的蓄液器相比,本发明蓄液器借助侧壁向其中轴内凹的旋转体薄壁结构的盖板与两端开口的圆台状薄壁结构的外壳形成的封闭结构以及内置的由带有通孔的叶片和支柱组成的整体结构,实现蓄液量大、微重力环境适用范围广泛的功能,即使在一些可能出现的极端工况下,如贮箱轴向旋转角速度较大、反向加速度较大或侧向加速度较大等情况下,都能够保证足够的不夹气的蓄液量。
    (3)与US4986398A中描述的蓄液器相比,本发明蓄液器的固定在底座内圆形隔板的由叶片和支柱组成的整体结构可以保证没有气体直接在蓄液器网片上聚集,不会影响蓄液器内液体流动状况,确保在任何工况、任何时候都能够可靠地、无气泡地进行液体蓄留与排挤。
    (4)本发明蓄液器在其内部液体快排放完时,借助叶片之间的夹角间隙以及叶片与盖板和外壳之间的缝隙在表面张力驱动下通过通道窗口在短时间内完成从蓄液器外液池给蓄液器内填充液体,确保蓄液器内液体蓄留充足。与US4986398A以及DE10040755A1中描述的蓄液器相比,本发明实现的充液速度更快且及充液量更大。
    (5)与US4986398A以及DE10040755A1中描述的蓄液器相比,本发明蓄液器的蓄液器网片和通道窗口网片使用量少且分布集中,易实现较大的液体加注和排放速度以及地面重复加注功能。
    附图说明
    图1是本发明蓄液器的剖视图;
    图2以本发明蓄液器的爆炸图;
    图3是本发明中小型蓄液器的结构示意图;
    图4是微重力环境下蓄液器排挤液体时的流动曲线;
    图5是微重力环境下蓄液器填充液体时的流动曲线。
    图6为本发明支柱的结构示意图;
    图7为本发明底座的结构示意图;
    图8为本发明通道窗口压板的结构示意图。
    具体实施方式
    下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细地描述:
    如图1、2所示,本发明提供了一种用于空间飞行器中推进剂贮箱的蓄液器,包括导气管1、盖板2、外壳3、叶片4、支柱5、底座6、通道窗口压板7、通道窗口网片8、蓄液器网片9、固定块10和蓄液器网片压板11;所述通道窗口网片8和蓄液器网片9均为钛合金材料。
    如图6所示,支柱5包括中心柱51、上支撑盘52和下支撑盘53;上支撑盘52和下支撑盘53之间通过中心柱51同轴连接,上支撑盘52位于中心柱51顶端,下支撑盘53位于中心柱51的下部且中心柱51的底端穿过下支撑盘53;支柱5的上支撑盘52和下支撑盘53上均径向分布有多条安装缝且上支撑盘52的安装缝与下支撑盘53上的安装缝一一对应,每组所述一一对应的安装缝上插有一个叶片4,叶片4与其所在安装缝固定连接。
    所述叶片4上分布有多个通孔,用于蓄液器内以及叶片4之间的液体流通和捕捉气体。所述叶片4之间形成多个夹角区域,用于液体导流与蓄留。所述叶片4的边缘与外壳3之间以及叶片4的边缘与盖板2之间均存在缝隙,用于蓄液器充液时利用液体表面张力驱动液体导流,将蓄液器外部的液体导流到蓄液器内部。所述叶片4的边缘与外壳3之间的缝隙与叶片4的边缘与盖板2之间的缝隙连通。
    如图7所示,底座6为上下开口的圆筒状结构,其内部有带多个通孔的圆形隔板,所述底座6内部的圆形隔板和底座6为一体。
    底座6位于所述圆形隔板下方的筒壁上留有多个通道窗口,通道窗口网片8覆盖在所述底座6位于圆形隔板下方筒壁的外侧,将所有通道窗口盖住,通 道窗口压板7将通道窗口网片8固定在底座6的筒壁上;
    如图8所示,通道窗口压板7为上下开口的圆筒状薄壁结构,其侧壁上带有多个通孔。在道窗口压板7将通道窗口网片8固定在底座6的筒壁上时,通道窗口压板7上的通孔应与所述底座6内圆形隔板下方的筒壁上的通道窗口一一对应。
    蓄液器网片9和带有多个通孔的蓄液器网片压板11依次置于底座6内圆形隔板上,且蓄液器网片9的边缘和蓄液器网片压板11的边缘均与所述圆形隔板固定连接;所述蓄液器网片9、蓄液器网片压板11和所述底座6内圆形隔板之间无缝隙,且蓄液器网片压板11上的通孔和所述圆形隔板上的通孔一一对应。
    外壳3为两端开口的圆台状薄壁结构,其直径小的开口端固定在底座6的顶端,叶片4和支柱5形成的整体置于外壳3内部,且支柱5穿过下支撑板53的底端与所述底座6的圆形隔板固定连接;叶片4和支柱5形成的整体即为小型蓄液器,如图3所示;
    盖板2固定在外壳3直径大的开口端上,将叶片4和支柱5组成的整体封闭在外壳3内部,固定块10将导气管1固定在盖板2上,用于所述蓄液器在地面加注液体时排放盖板2和外壳3形成的夹角空间15内的气体。
    所述盖板2为侧壁向其中轴内凹的旋转体薄壁结构,上下开口。所述盖板2的高度大于等于外壳3高度的一半,且盖板2的直径小的开口端与所述支柱5顶端的上支撑盘52之间留有间隙。
    本发明蓄液器通常位于空间飞行器中推进剂贮箱出液口处,借助所述小型蓄液器、在推进剂贮箱内出液口处外壳3与贮箱内壁面13形成的夹角空间14以及盖板2和外壳3形成的夹角空间15,实现驱动气体和液体的有效分离以及在推进剂贮箱的出液口处蓄留充足不夹气的液体。同时,通过蓄液器网片8和通道窗口网片9在底座6内形成无气泡的液池12,所述小型蓄液器可以保证没有气体直接在蓄液器网片9上聚集,不会影响蓄液器内液体流动状况,确保在任何工况、任何时候都能够可靠地、无气泡地进行液体蓄留与排挤。
    本发明蓄液器借助所述夹角空间15以及内置的所述小型蓄液器结构,实现蓄液量大、微重力环境适用范围广泛的功能,即使在一些可能出现的极端工况下,如贮箱轴向旋转角速度较大、反向加速度较大或侧向加速度较大等情况下,都能够保证足够的不夹气的蓄液量,同时反复循环地给蓄液器内填充液体和从蓄液器内排挤液体的功能。
    图4示出的情况是微重力环境下蓄液器排挤液体时的流动曲线。此时蓄液器内基本上充满液体,驱动气体被捕捉并聚集在小型蓄液器上方的盖板2直径小的开口端,形成小气腔16。在驱动气体作用下小型蓄液器内蓄留的液体流经蓄液器网片9(通过箭头15表示),进入液池12。在夹角空间15蓄留的液体在表面张力作用下沿着叶片4流向小型蓄液器底部。随着蓄液器内液体的减少,蓄液器内气腔16不断变大,气腔先沿着盖板2内壁面扩大,然后沿着外壳3和叶片4不断扩大,直至蓄液器内液体基本排空,此时气腔大致变为图5中气腔19形状;与此同时,蓄留在蓄液器的外壳3与贮箱内壁面13形成的在推进剂贮箱内出液口处的夹角空间14的液体在驱动气体作用下流经通道窗口网片8(通过箭头18表示),进入液池12。
    图5示出的情况是微重力环境下蓄液器填充液体时的流动曲线。此时蓄液器内基本上排空液体,驱动气体形成的气腔19基本上占据整个蓄液器内腔,仅在小型蓄液器的下部分区域和蓄液器内夹角空间15内蓄留少量液体。在表面张力作用下,蓄留在蓄液器的外壳3与贮箱内壁面13形成的在推进剂贮箱内出液口处的夹角空间14的液体迅速流经通道窗口网片8(通过箭头20表示),进入液池12,然后流经蓄液器网片9进入小型蓄液器内,一部分液体流经叶片4不断向蓄液器内夹角空间15填充液体。在填充蓄液器同时,蓄液器内气体从盖板2直径小的开口端(通过箭头21表示)被挤出,气腔19不断减小,直至整个蓄液器内基本填充满液体时,气腔19大致变为图4中气腔16形状大小。
    按照本发明蓄液器结构制作实体蓄液器,蓄液器的容积为7.25L,最大蓄液量为7.2L,有效蓄液量能够达到6.98L,在微重力空间环境下蓄液器填充满 液体一次所需时间不超过720s,在侧向加速度(0.001g)空间环境下最大排液速度不小于12ml/s。
    本发明未公开技术属本领域技术人员公知常识。

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    一种 用于 空间 飞行器 推进 剂贮箱 蓄液器
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