CN117869120A - 一子级火箭及其增压输送系统和控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例提供一种一子级火箭及其增压输送系统和控制方法，增压输送系统包括液氧箱、液氧输送管路组件、燃料箱、燃料输送管路组件、氧箱开式自生增压系统及燃料箱开式自生增压系统。液氧输送管路组件设在燃料箱外，液氧输送管路组件包括两组对称设置的液氧输送管路单元；每组液氧输送管路单元分别包括液氧输送主管、多通结构和液氧输送分支管，液氧输送主管的两端分别和液氧箱、多通结构连接；液氧输送分支管分别和多通结构及发动机连接。本发明实施例的提供的一子级火箭及其增压输送系统和控制方法能够有效提高系统的安全性、稳定性，简化了系统的整体结构，实现了火箭的回收利用。
Description
技术领域
本发明涉及航天飞行器技术领域，特别是涉及一种一子级火箭及其增压输送系统和控制方法。
背景技术
现有液体火箭的增压输送系统的液氧输送管路组件多通过设在燃料箱中的隧道管穿出后与发动机进行连接。
在实现本发明过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：液氧在输送的过程中容易因泄漏而引发爆炸等安全事故，且，液氧输送管路组件设在燃料箱的隧道管内会导致增压输送系统的结构过于复杂，会使液氧输送管路组件的拆装非常不便。同时，液氧箱的液氧出流的均匀性较差，甚至无法均匀出流。现有技术中的增压控制方法过于复杂，难于操作，且大多数火箭没有设置回收系统，火箭无法实现回收后重复利用，使火箭整体成本居高不下。
发明内容
有鉴于此，本发明实施例的目的在于提供一种一子级火箭及其增压输送系统和控制方法，以解决现有技术中存在的增压输送系统安全性差、液氧输送管路组件拆装不便、增压控制方法复杂、以及火箭无法实现回收、成本高等问题至少之一。
第一方面，本发明实施例提供了一种增压输送系统，包括液氧箱、液氧输送管路组件、燃料箱、燃料输送管路组件、氧箱开式自生增压系统及燃料箱开式自生增压系统；
所述液氧箱和所述燃料箱为共底贮箱，所述液氧箱设在所述燃料箱的上方；
所述液氧输送管路组件设在所述液氧箱的底部，并位于所述燃料箱的外部，所述液氧输送管路组件包括两组液氧输送管路单元，两组所述液氧输送管路单元在所述液氧箱相对的两侧壁上对称分布；每组所述液氧输送管路单元分别包括液氧输送主管、多通结构和液氧输送分支管，所述液氧输送主管的两端分别和所述液氧箱、所述多通结构的入口连接；所述液氧输送分支管的一端和所述多通结构的一出口连接，另一端用于和发动机的液氧泵入口连接；
所述燃料输送管路组件设在所述燃料箱的底部，用于与发动机连接；
所述氧箱开式自生增压系统用于为所述液氧箱的气枕增压，所述燃料箱开式自生增压系统用于为所述燃料箱的气枕增压。
进一步地，所述多通结构为六通结构，包括设在顶部的多通入口和设在底部的多通底出口、以及沿周向均匀分布在所述多通结构底部侧壁上的4个多通侧出口；所述多通入口和所述液氧输送主管连接；4个所述多通侧出口分别连接有一个所述液氧输送分支管，每个所述液氧输送分支管分别用于连接一台发动机；和/或，所述增压输送系统还包括蓄压器，所述蓄压器的顶部通过管路与气源连接，所述蓄压器的底部通过管路分别与所述多通底出口连接。
进一步地，所述蓄压器的顶部设有第一控制阀，所述蓄压器的底部设有第二控制阀，所述第一控制阀和所述第二控制阀分别用于与外部空气形成连通；
和/或，所述蓄压器的顶部通过管路依次连接单向阀、插拔连接器、气体过滤器和所述气源。
进一步地，所述氧箱开式自生增压系统包括高温氧气自生增压器、氧箱消能器、氧箱保险阀和氧箱气枕压力传感器；所述高温氧气自生增压器设在对应的发动机处；所述氧箱消能器设在所述液氧箱的气枕内，并通过氧箱增压管路与所述高温氧气自生增压器连接；所述氧箱气枕压力传感器和所述氧箱保险阀设在所述液氧箱的气枕对应的外壁上，所述氧箱保险阀的打开或关闭用于控制所述液氧箱的气枕压力。
进一步地，所述燃料箱开式自生增压系统包括燃气自生增压器、燃料箱消能器、燃料箱保险阀和燃料箱气枕压力传感器；所述燃气自生增压器设在对应的所述发动机处，所述燃料箱消能器设在所述燃料箱的气枕内，所述燃料箱消能器通过燃料增压管路和所述燃气自生增压器连接；所述燃料箱保险阀和所述燃料箱气枕压力传感器分别设在所述燃料箱的气枕对应的外壁上，所述燃料箱气枕压力传感器用于检测所述燃料箱的气枕压力，所述燃料箱保险阀的打开或关闭用于控制所述燃料箱的气枕压力。
第二方面，本发明实施例提供了一种一子级火箭，包括如上所述的增压输送系统。
第三方面，本发明实施例提供了一种共底贮箱的防止反压的控制方法，用于如上所述的一子级火箭，所述一子级火箭还包括降落伞回收系统，所述氧箱开式自生增压系统包括氧箱保险阀，所述燃料箱开式自生增压系统包括燃料箱保险阀；所述共底贮箱的防止反压的控制方法包括：
在所述一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加所述一子级火箭的过载，降低所述液氧箱所需的最低气枕压力，降低所述液氧箱的增压需求，降低所述液氧箱的气枕压力；降低氧箱保险阀打开压力，提高燃料箱保险阀打开压力，使所述共底贮箱的所述燃料箱的前底压力恒大于所述液氧箱的后底压力。
进一步地，所述液氧箱所需的最低气枕压力PYmin的计算公式如下：
PYmin＝Pbxmin+Pξ-Ph；
其中：Pbxmin为液氧泵所需的最低入口压力，单位为MPa；Ph为液氧泵的液注压力，单位为Pa；Pξ为液氧输送管路流阻损失，单位为Pa；
所述液氧箱的后底压力PGDY的计算公式如下：
PGDY＝PY0+nxρghY；
其中：PGDY为液氧箱后底压力，单位为Pa；PY0为液氧箱气枕压力，单位为Pa；nx为火箭过载系数，单位为无量纲；ρ为液氧的密度，单位为kg/m3；g为当地重力加速度，单位为m/s2；hY为液氧箱的液位高度，单位为m；
所述共底贮箱的燃料箱的前底压力PGDR的计算公式如下：
PGDR＝PR0；
其中：PGDR为燃料箱前底压力，单位为Pa；PY0为燃料箱气枕压力，单位为Pa。
第四方面，本发明实施例提供了一种液氧箱增压控制方法，用于如上所述的一子级火箭，所述氧箱开式自生增压系统包括高温氧气自生增压器、氧箱消能器、氧箱保险阀和氧箱气枕压力传感器；
在一级飞行过程中，所述液氧箱增压控制方法包括：
控制所述高温氧气自生增压器开启，所述高温氧气自生增压器对液氧进行加热得到高温氧气，所述高温氧气通过氧箱增压管路和所述氧箱消能器给所述液氧箱的气枕进行增压；
控制所述氧箱气枕压力传感器实时检测所述液氧箱的气枕压力；当所述液氧箱的气枕压力大于氧箱保险阀打开压力时，控制所述氧箱保险阀开启；当所述液氧箱的气枕压力小于氧箱保险阀的关闭压力时，控制所述氧箱保险阀关闭；所述氧箱保险阀打开或关闭的次数为3-6次。
第五方面，本发明实施例提供了一种燃料箱增压控制方法，用于如上所述的一子级火箭，所述燃料箱开式自生增压系统包括燃气自生增压器、燃料箱消能器、燃料箱保险阀和燃料箱气枕压力传感器；
控制所述燃料自生增压器开启，所述燃料自生增压器对燃料进行加热得到高温燃料，所述高温燃料通过燃料箱增压管路和所述燃料箱消能器给所述燃料箱的气枕进行增压；
控制所述燃料箱气枕压力传感器实时检测所述燃料箱的气枕压力；当所述燃料箱的气枕压力大于燃料箱保险阀打开压力时，控制所述燃料箱保险阀开启；当所述燃料箱的气枕压力小于燃料箱保险阀的关闭压力时，控制所述燃料箱保险阀关闭；所述燃料箱保险阀打开或关闭的次数为3-6次。
第六方面，本发明实施例提供了一种蓄压器的控制方法，用于如上所述的一子级火箭，所述一子级火箭包括蓄压器，所述蓄压器的顶部通过第一控制阀与外部空气连通，所述蓄压器的底部通过第二控制阀与外部空气连通；
所述蓄压器的控制方法包括：
在火箭发动机第一次点火前，控制气源向所述蓄压器的顶部注气，同时，控制所述第二控制阀打开，控制所述第一控制阀关闭，以保持所述蓄压器的气腔容积恒定；
在一级飞行过程中，控制所述第二控制阀关闭；
在火箭发动机第n-1次关机时刻，n≥2，控制所述第一控制阀开启，且在火箭发动机第n次点火时刻前，控制所述第一控制阀关闭。
第七方面，本发明实施例提供了一种推进剂管理方法，用于如上所述的一子级火箭，所述一子级火箭还包括降落伞回收系统，
在所述一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加所述一子级火箭的过载，以实现所述液氧箱和燃料箱内的推进剂沉底和重定位，液氧泵入口压力的提高，及所述液氧箱增压压力需求的减小。
第八方面，本发明实施例提供了一种一子级火箭的回收控制方法，用于如上所述的一子级火箭，所述一子级火箭还包括降落伞回收系统和辅助动力系统；
所述回收控制方法包括一子级火箭发射阶段的控制方法、一子级火箭第一次关机到第二次点火期间的控制方法和一子级火箭第二次关机到第三次点火期间的控制方法；
所述一子级火箭发射阶段的控制方法包括：在第一点火时刻t0，控制所述一子级火箭的所有发动机全部点火；在第一关机时刻t2，控制所述一子级火箭的发动机关机；所述第一关机时刻在最大动压点时刻t1之后；
在转向时刻t3，控制所述辅助动力系统使所述一子级火箭转向；
在伞降打开时刻t4，控制所述降落伞回收系统打开降落伞，通过所述降落伞的阻力增加所述一子级火箭在漂浮过程中的阻力，从而增加所述一子级火箭的过载，实现所述液氧箱、所述燃料箱内的推进剂重定位；
其中，t0＜t1＜t2＜t3＜t4。
进一步地，所述一子级火箭第一次关机到第二次点火期间的控制方法包括：
在第二点火时刻t5，控制所述一子级火箭的部分发动机点火；
在抛弃时刻t6，控制所述降落伞回收系统抛弃所述降落伞，所述抛弃时刻t6在所述一子级火箭再次进入大气层的时刻之后；
在第二关机时刻t7，控制所述一子级火箭的发动机关机；
其中，t4＜t5＜t6＜t7。
进一步地，所述一子级火箭第二次关机到第三次点火期间的控制方法包括：
在第三点火时刻t8，控制所述一子级火箭的部分发动机点火，本次点火的发动机数量少于所述第二点火时刻t5点火的发动机数量；
在第三关机时刻t9，控制所述一子级火箭的发动机关机；
其中，t7＜t8＜t9。
上述技术方案具有如下有益效果：本发明实施例提供的增压输送系统，其液氧输送管路组件位于燃料箱的外部，降低了液氧输送管路组件穿越燃料箱的研制难度，有利于液氧输送管路组件的拆装及维护等工作的进行，同时有效防止了因液氧泄漏而导致的爆炸事故，增强了整个系统的安全稳定性。在液氧箱的底部两侧分别设有一组液氧输送管路单元能够增强液氧的出流均匀性。液氧通过液氧输送主管，经多通结构分流后，再通过液氧输送分支管送入发动机，简化了液氧输送管路组件的结构，并能够用于多发动机系统。其液氧箱和燃料箱分别采用开式自生增压系统，降低了增压系统结构的复杂性，同时降低了制造成本及火箭的整体重量，有助于提高火箭的运载能力。
本发明实施例提供的一子级火箭包括了上述的增压输送系统，因此也同样具有上述的有益效果。本申请实施例提供的增压控制方法步骤简单、易操作，仅需依靠氧箱保险阀及燃料箱保险阀即可实现对液氧箱及燃料箱的气压压力的控制，简化了增压输送系统的结构。本申请实施例提供的回收控制方法将降落伞和垂直回收进行组合操作，实现了一子级火箭的回收再利用。其通过在一子级火箭第二次点火前打开降落伞，利用降落伞的阻力给火箭提供较大的过载，实现了二级火箭启动前的推进剂重定位及其推进剂管理。同时通过过载提高了液氧输送管路组件的液注压力，减少了液氧箱的气枕压力需求。火箭再入大气层后对降落伞实施撤除，避免了降落伞在大气中漂浮对一子级火箭落区控制与落轨回收精度的影响。其通过对一子级火箭的三次点火实现了一子级火箭的发射与回收。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例的增压输送系统的平面结构示意图(省略燃料输送管)；
图2是本发明实施例的增压输送系统的立体结构示意图；
图3是本发明实施例的多通结构的结构示意图；
图4是本发明实施例的蓄压器及其连接组件的结构示意图；
图5是本发明实施例的燃料箱的连接结构示意图；
图6是本发明实施例的液氧箱的内部结构示意图；
图7是图6的A处结构放大示意图；
图8是本发明实施例的第一防漩防塌装置的部分剖视结构示意图；
图9是本发明实施例的多通结构的部分剖视结构示意图；
图10是本发明实施例的第二防漩防塌装置的结构示意图；
图11是本发明实施例的氧箱开式自生增压系统的结构示意图；
图12是本发明实施例的液氧箱的气枕压力及其余压力分布示意图；
图13是本发明实施例的燃料箱气枕压力及其余压力分布示意图；
图14是本发明实施例的蓄压器的两个控制阀的开启关闭控制逻辑曲线示意图；
图15是本发明实施例的一级飞行过程中发动机的点火台数曲线示意图；
图16是本发明实施例的一子级火箭的发射回收过程示意图；
图17是本发明实施例的一子级火箭的发射过程示意图；
图18是本发明实施例的一子级火箭的回收过程示意图；
图19是本发明实施例的一级共底贮箱的液氧箱后底和燃料箱前底折压力分布示意图；
图20是本发明实施例的氧箱开式自生增压的流程示意图；
图21是本发明实施例的燃料箱开式自生增压的流程示意图。
附图中各标记的含义如下：
1、液氧箱；11、防晃装置；111、防晃板；112、防晃孔；113、出流孔；12、第一防漩防塌装置；121、前圆锥部；122、第一防漩板；123、后圆锥部；124、圆形隔板；125、第一导流孔；
2、燃料箱；
3、液氧输送管路组件；30、第二防漩防塌装置；301、第二防漩板；302、防塌圆锥；303、第二导流孔；31、液氧输送管路单元；311、液氧输送主管；312、多通结构；3121、多通入口；3122、多通底出口；3123、多通侧出口；313、液氧输送分支管；
4、燃料输送管；
5、蓄压器；51、第二控制阀；52、三通件；53、气体过滤器；54、插拔连接器；55、单向阀；56、第一控制阀；
6、氧箱开式自生增压系统；61、高温氧气自生增压器；62、氧箱消能器；63、氧箱保险阀；64、氧箱气枕压力传感器；65、氧箱增压管路；
7、燃料箱开式自生增压系统；71、燃气自生增压器；72、燃料箱增压管路；73、燃料箱消能器；74、燃料箱保险阀；75、燃料箱气枕压力传感器；76、燃料箱增压转接头；
8、发动机。
具体实施方式
下面将详细描述本发明的各个方面的特征和示例性实施例。在下面的详细描述中，提出了许多具体细节，以便提供对本发明的全面理解。但是，对于本领域技术人员来说很明显的是，本发明可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本发明的示例来提供对本发明的更好的理解。在附图和下面的描述中，至少部分的公知结构和技术没有被示出，以便避免对本发明造成不必要的模糊；并且，为了清晰，可能夸大了部分结构的尺寸。此外，下文中所描述的特征、结构或特性可以以任何合适的方式结合在一个或更多实施例中。
如图1所示，本发明实施例的一子级火箭包括发动机8、增压输送系统、降落伞回收系统(未示出)和辅助动力系统(未示出)。增压输送系统用于推进剂的增压和输送，降落伞回收系统用于火箭的回收，辅助动力系统用于火箭回收时方向及姿态的调整。
如图1和图2所示，本实施例的增压输送系统包括液氧箱1、液氧输送管路组件3、燃料箱2、燃料输送管路组件、蓄压器5、氧箱开式自生增压系统6及燃料箱开式自生增压系统7。
液氧箱1和燃料箱为共底贮箱，液氧箱1设在燃料箱2的上方。燃料箱2用于储存的燃料比如可以是甲烷、煤油等。
液氧输送管路组件3设在液氧箱1的底部(燃料箱2的上方)，并位于燃料箱2的外部，液氧输送管路组件3包括两组液氧输送管路单元31，两组液氧输送管路单元31在液氧箱1相对的两侧壁上对称分布。每组液氧输送管路单元31分别包括液氧输送主管311、多通结构312和液氧输送分支管313，液氧输送主管311的两端分别和液氧箱1、多通结构312的入口连接。液氧输送分支管313的一端和多通结构312的一出口连接，另一端用于和发动机8的液氧泵入口连接。
如图1至图3所示，本实施例中的多通结构312为六通结构，该六通结构包括设在顶部的多通入口3121和设在底部的多通底出口3122、以及沿周向均匀分布在多通结构312底部侧壁上的4个多通侧出口3123。多通入口3121和液氧输送主管311连接；4个多通侧出口3123分别连接有一个液氧输送分支管313，每个液氧输送分支管313分别连接一台发动机8，共有八台发动机8，八台发动机8平均分布在共底贮箱的两侧。
液氧输送管路组件3采用“对称侧边输送+液氧输送主管311+多通结构312+液氧输送分支管313”，液氧箱1采用对称氧箱侧边的输送管路形式，相比于传统的“燃料箱隧道管+输送管路”的方案，杜绝了因输送管内的液氧发生泄露而造成火箭爆炸的风险，提高了火箭的安全性和稳定性。同时，液氧输送管路组件3包括对称设置的两组液氧输送管路单元31，能够使得液氧箱1中的液氧平均出流，能够有效地防止液氧箱1中的液氧发生塌陷，且通过对称模式进行管路的布置，能够将液氧输送管路组件3的重心保持在正中心。液氧输送管路组件3设在燃料箱2外，避免了液氧、燃料蒸发、混合而导致的爆炸风险。液氧输送管路组件3分布在共底贮箱外，液氧蒸发的氧气会消散在大气中，不会导致集留在燃料箱2的隧道管中，避免了蒸发的氧气和燃料气体集留导致的安全风险。
如图1和图4所示，蓄压器5的顶部通过管路与气源连接，蓄压器5的底部通过管路和三通件52分别与两个多通结构312的多通底出口3122连接。蓄压器5的顶部设有第一控制阀56，蓄压器5的底部设有第二控制阀51。第一控制阀56的一个接口和蓄压器5连接，另一接口和外部空气连通。第二控制阀51的一个接口和蓄压器5连接，另一个接口与外部空气连通。蓄压器5的顶部还通过管路依次连接有单向阀55、插拔连接器54、气体过滤器53和气源，气源比如可以是氦气，本实施例中的蓄压器5为注气式蓄压器，气源用于为蓄压器5充注气体。本实施例中的第一控制阀56和第二控制阀51均为电磁阀。
如图5所示，燃料输送管路组件设在燃料箱2的底部，用于与发动机8连接。本实施例中的燃料输送管路组件包括8条燃料输送管4，8条燃料输送管4在燃料箱2的底部沿周向均匀分布，燃料输送管4一端和燃料箱2连接，另一端和发动机8连接。8条燃料输送管4呈旋转对称分布，减少了燃料输送管路组件的多样性，使燃料输送管路组件保持一致，使得燃料输送管路组件能够实现小批量生产，降低了燃料输送管路组件的制造成本。
如图6至图8所示在液氧箱1与液氧输送管路组件3连接的出口处设有第一防漩防塌装置12，第一防注漩防塌装置包括第一防漩板122、前圆锥部121和后圆锥部123；前圆锥部121和后圆锥部123的尖端朝向互相远离的方向设置，前圆锥部121的尖端指向液氧箱1内部，前圆锥部121和后圆锥部123分别通过第一防漩板122和液氧箱1连接。第一防漩板122能够防止液氧产生漩涡，第一防漩防塌装置12的前圆锥部121能够有效地防止液氧末期产生塌陷，同时前圆锥部121能够引导液氧出流，减少液氧的出流阻力，后圆锥部123则能够引导液氧出流流线。增加后圆锥部123能够防止液氧在后圆锥部123处产生空化而导致的液氧夹杂气体，若产生夹气，则气体伴随液氧会进入发动机8，因此后圆锥部123通过引导液氧出流有效防止了液氧在出流过程中的空化和夹气。
具体地，在本实施例中，前圆锥部121和后圆锥部123均为中空结构，在前圆锥部121和后圆锥部123的底面通过圆形隔板124连接；前圆锥部121的尖端、前圆锥部121的锥面、圆形隔板124、后圆锥部123的尖端及后圆锥部123的锥面上分别设有第一导流孔125；后圆锥部123的锥面上设有多个第一防漩板122。本实施例中，在前圆锥部121和尖端和后圆锥部123的尖端分别设有一个第一导流孔125，在前圆锥部121的锥面、后圆锥部123的锥面及圆形隔板124上分别设有多个第一导流孔125。液氧由前圆锥部121的尖端及圆锥面上的第一导流孔125进入到前圆锥部121的内部，由圆形隔板124上的第一导流孔125进入到后圆锥部123的内部，再由后圆锥部123的尖端及锥面上的第一导流孔125流出，流出第一防漩防塌装置12的液氧经第一防漩板122阻隔分流，能够有效防止出流的液氧产生漩涡，从而实现防漩防塌的功能。如图9和图10所示，多通结构312内设有第二防漩防塌装置30，第二防漩防塌装置30包括第二防漩板301和防塌圆锥302，防塌圆锥302通过第二防漩板301和多通结构312连接。在多通结构312内加入第二防漩防塌装置30，在氧箱中的推进剂液氧消耗结束时，多通结构312内的第二防漩防塌装置30能够实现液氧输送主管311内的液氧出流作用，且多通结构312内的第二防漩防塌装置30的第二防漩板301能够防止液氧产生漩涡，防塌圆锥302能够有效抑制液氧在多通结构312内的塌陷。
具体地，在本实施例中，防塌圆锥302为空心的倒圆锥体结构，即圆锥体的底面朝上设置，尖端向下设置，此设置可有效防止防塌圆锥302内的液氧塌陷，能够更好地引导液氧出流，同时空心结构的防塌圆锥302可减轻第二防漩防塌装置30的重量。多个第二防漩板301设置在防塌圆锥302的周向外壁上。在倒圆锥体的底面和圆锥面上可分别开设有多个第二导流孔303。在一些实施例中，也可以在倒圆锥体的尖端处开设第二导流孔303。液氧由液氧输送主管311进入多通结构312内后，经第二防漩板301进行导向分流后，由倒圆锥体的底面上的第二导流孔303进入防塌圆锥302内部，再由倒圆锥体的圆锥面上的第二导流孔303流出至液氧输送分支管313。第二导流孔303能够减轻防塌圆锥302的重量，同时，能够防止液氧在加注过程中，气泡存留在防塌圆锥302的内部，在防塌圆锥302上开设第二导流孔303能够有效防止气体蓄留在第二防漩防塌装置30中。
如图1和图6所示，液氧箱1内还设有防晃装置11，防晃装置11靠近液氧箱1的后底设置，防晃装置11可有效抑制液氧的晃动。
具体地，防晃装置11包括多个防晃板111，多个防晃板111沿液氧箱1的周向均匀分布，且多个防晃板111的长度方向的一端固定于液氧箱1的后底的中心。在本实施例中，防晃板111的数量为4个，在其他实施例中可以为3-8个以兼顾重量与防晃效果，4个防晃板111两两互相垂直设置，呈十字形分布在液氧箱1的后底上。防晃板111底部贴合于液氧箱1的后底，与注氧箱的后底形状保持一致，便于防晃板111与液氧箱1后底的安装、固定。防晃板111长度方向的一端互相连接固定，长度方向的另一端固定于液氧箱1的内侧壁。在防晃板111上还设有若干防晃孔112。防晃孔112的数量及位置不作具体要求，比如可以沿防晃板111的长度方向设置一排或多排防晃孔112，防晃孔112一方面可以增强防晃装置11的防晃效果，另一方面还可以减轻防晃装置11的重量。
为增强防晃装置11的防晃作用，还可以在防晃板111靠近液氧箱1侧壁的一端的底部开设出流孔113，出流孔113可以是开设在防晃板111上的通孔，或者，也可以由防晃板111的边角处开设的缺口与液氧箱1的后底及侧壁共同形成。出流孔113可以使液氧由此通过，使液氧沿液氧箱1的周向出流，增强了防晃效果。
氧箱开式自生增压系统6用于为液氧箱1的气枕增压，燃料箱开式自生增压系统7用于为燃料箱2的气枕增压。
如图11所示，本实施例的氧箱开式自生增压系统6包括高温氧气自生增压器61、氧箱消能器62、氧箱保险阀63和氧箱气枕压力传感器64。每个发动机8分别对应设有一个高温氧气自生增压器61，氧箱消能器62设在液氧箱1的气枕内，并通过氧箱增压管路65与高温氧气自生增压器61连接。氧箱气枕压力传感器64和氧箱保险阀63设在液氧箱1的气枕对应的外壁上，氧箱保险阀63的打开或关闭用于控制液氧箱1的气枕压力。氧箱气枕压力传感器64和氧箱保险阀63可直接设在液氧箱1的外壁上，也可通过转接件等与液氧箱1连接。
如图5所示，本实施例的燃料箱开式自生增压系统7包括燃气自生增压器71、燃料箱消能器73、燃料箱保险阀74和燃料箱气枕压力传感器75；燃气自生增压器71设在对应的发动机8处，燃料箱消能器73设在燃料箱2的气枕内，燃料箱消能器73通过燃料箱增压管路72和燃气自生增压器71连接；燃料箱保险阀74和燃料箱气枕压力传感器75分别设在燃料箱2的气枕对应的外壁上，燃料箱气枕压力传感器75用于检测燃料箱2的气枕压力，燃料箱保险阀74的打开或关闭用于控制燃料箱2的气枕压力。本实施例的燃料箱开式自生增压系统7还包括燃料箱增压转接头76，燃料箱增压转接头76包括4个接口，其中两相对接口分别与燃料箱保险阀74和燃料箱气枕压力传感器75连接，另外两相对接口分别和燃料增压管路和燃料箱消能器73连接。
本实施例的液氧箱开式自生增压系统6和燃料箱开式自生增压系统7采用开式的自生增压，无需设置电磁阀等控制装置，仅通过压力传感器(燃料箱气枕压力传感器75和氧箱气枕压力传感器64)和保险阀(氧箱保险阀63和燃料箱保险阀74)即可实现对液氧箱1和燃料箱2的增压控制，简化了结构及控制方法。
在一级飞行过程中，本发明实施例的增压控制方法包括液氧箱增压控制方法和燃料箱增压控制方法。
液氧箱增压控制方法包括以下步骤：
控制高温氧气自生增压器61开启，高温氧气自生增压器61对液氧进行加热得到高温氧气，高温氧气通过氧箱增压管路65和氧箱消能器62给液氧箱1的气枕进行增压。控制氧箱气枕压力传感器64实时检测液氧箱1的气枕压力；当液氧箱1的气枕压力大于氧箱保险阀打开压力时，控制氧箱保险阀63开启；当液氧箱1的气枕压力小于氧箱保险阀关闭压力时，控制氧箱保险阀63关闭。在整个一级飞行过程中，液氧箱1增压流量偏大，氧箱保险阀63打开或关闭的次数约为3-6次，预计为4-5次。氧箱保险阀63的打开次数设计既能保证氧箱保险阀63的寿命和可靠性，又能防止因液氧箱1的气枕压力仿真误差导致的液氧箱1增压能力不足的问题。
液氧箱1的气枕压力及其余压力分布如图12所示，其中PYbxfdk为氧箱保险阀打开压力，PYbxfgb为氧箱保险阀关闭压力，PYbxfqm为氧箱保险阀气密压力，PY0为液氧箱的气枕压力，PYmin为发动机所需液氧箱最低气枕压力。
燃料箱增压控制方法包括以下步骤：控制燃料自生增压器开启，燃料自生增压器对燃料进行加热得到高温燃料，高温燃料通过燃料箱增压管路72和燃料箱消能器73给燃料箱2的气枕进行增压。控制燃料箱气枕压力传感器75实时检测燃料箱2的气枕压力；当燃料箱2的气枕压力大于燃料箱保险阀打开压力时，控制燃料箱保险阀74开启；当燃料箱2的气枕压力小于燃料箱保险阀74的关闭压力时，控制燃料箱保险阀74关闭。在整个一级飞行过程中，燃料箱2增压流量偏大，燃料箱保险阀74打开或关闭的次数约为3-6次，预计为4-5次。燃料箱保险阀74的打开次数设计既能保证燃料箱保险阀74的寿命和可靠性，又能防止因燃料箱2的气枕压力仿真误差导致的燃料箱2增压能力不足的问题。
燃料箱气枕压力及其余压力分布如图13所示，其中，PRbxfdk为燃料箱保险阀打开压力，PRbxfgb为燃料箱保险阀关闭压力，PRbxfqm为燃料箱保险阀气密压力，PR0为燃料箱的气枕压力，PRmin为发动机所需的燃料箱最低气枕压力。
本实施例仅通过液氧箱保险阀63和燃料箱保险阀74就实现了对液氧箱1和燃料箱2的气枕压力控制，减少了控制阀等装置的使用，使结构更加简洁，控制更加方便。具体的氧箱自生增压流程如图20所示，燃料箱自生增压流程如图21所示。
本实施例的一子级火箭需要回收再利用，在一级飞行过程中会对火箭的发动机进行多次点火和关机操作。
如图14所示，在火箭发动机第一次点火前约10分钟时刻-t12，控制地面的气源经气体过滤器53、插拔连接器54和两个串接的单向阀55向蓄压器5的顶部入口不断注气，在火箭发动机第一次点火前约5分钟时刻-t13时停止注气。在火箭发动机第一次点火前约10分钟时刻-t12，同时控制第二控制阀打开，控制第一控制阀56关闭，以保持蓄压器5的气腔容积V恒定。
在火箭发动机第一次点火前约10分钟时刻-t12，打开第二控制阀，蓄压器5在充气过程中，液氧的液位不断下降，当蓄压器5内的液氧液位下降至蓄压器5底部时，增压气体从蓄压器5内通过第二控制阀直排大气，实现蓄压器5的气腔容积V恒定，此时蓄压器5内液氧压力Px等于P0+Pyz。其中Pyz＝ρgh，因此蓄压器5内液氧压力Px＝PY0+ρgh。
其中，P0代表液氧箱增压前蓄压器内压力，单位为Pa；PY为液氧箱的气枕压力，单位炎Pa；ρ为液氧密度，取值1136，单位为kg/m3；h为液氧箱内液氧液位与蓄压器的高度差，单位为m；g为重力加速度，单位为m/s2。
通过在蓄压器5的底部安装第二控制阀，在蓄压器5注气期间同时打开第二控制阀，将多余的气体经第二控制阀直排大气，保证了蓄压器5的气腔容积的恒定。本实施例通过简单的结构实现了蓄压器5射前一次性注气，在火箭飞行过程中不对蓄压器5进行注气，且能够保证蓄压器5内的气腔容积值V恒定。火箭起飞时，插拔连接器54脱开，地面不再给蓄压器5供气。
在一级飞行过程中，控制第二控制阀一直保持关闭。
在火箭发动机第n-1次关机时刻，n≥2，控制第一控制阀56开启，且在火箭发动机第n次点火时刻前，控制第一控制阀56关闭。
比如，在火箭发动机第一次关机时刻，控制第一控制阀56开启，第一控制阀56开启至预设时长，且在火箭发动机第二次点火时刻前控制第一控制阀56关闭。又如，在火箭发动机第二次关机时刻，控制第一控制阀56开启，第一控制阀56开启至预设时长，且在火箭发动机第三次点火时刻前控制第一控制阀56关闭。第一控制阀56开启用于对蓄压器5进行排气、排液，以在下一次发动机点火起动前将蓄压器5内的气体排放到火箭外，防止蓄压器5内的气体在发动机停机时的零重力条件下进入发动机而引起发动机气蚀。
火箭点火前10分钟时，将气体注入蓄压器5，火箭点火前5分钟时停止注气，液氧箱1射前增压在火箭点火前10分钟进行，液氧箱1的气枕压力上升，蓄压器5内的压力上升，因为PV值恒定，因此蓄压器5内的气腔容积V减少。
通过向液氧箱1内进行射前增压，提高液氧箱1的气枕压力，从而提高蓄压器5的压力，达到蓄压器5气腔容积V变小的目的，蓄压器5气腔容积V变小，能够有效抑制蓄压器5内的气体在发动机工作阶段由蓄压器5进入发动机而导致的发动机气蚀现象。
一子级火箭的回收控制方法包括一子级火箭发射阶段的控制方法、一子级火箭第一次关机到第二次点火期间的控制方法和一子级火箭第二次关机到第三次点火期间的控制方法。
如图15和图16所示，一子级火箭发射阶段的控制方法包括：在第一点火时刻t0，控制一子级火箭的所有发动机全部点火；在第一关机时刻t2，控制一子级火箭的发动机关机；第一关机时刻在最大动压点时刻t1之后。
如图17所示，在本实施例中，发动机总共有8台，在t0时刻8台发动机全部点火。最大动压点时刻t1也即火箭首次穿越大气层-的时刻。t0-t2时刻为一子级火箭的第一次点火飞行阶段，也是火箭的发射阶段。
在转向时刻t3，控制辅助动力系统使一子级火箭转向。
如图18所示，t3时刻为一子级火箭的转向阶段，利用辅助动力系统实现火箭的转向和姿态控制。
在伞降打开时刻t4，控制降落伞回收系统打开降落伞，通过降落伞的阻力增加一子级火箭在漂浮过程中的阻力，从而增加一子级火箭的过载，实现液氧箱1、燃料箱2内的推进剂重定位。
t4时刻为一子级火箭的降落伞打开时刻，打开降落伞，利用降落伞的阻力增加一子级火箭在漂浮过程中的阻力，从而增加一子级火箭的过载，实现液氧箱1、燃料箱2内的推进剂重定位，为火箭第二次点火做准备。
一子级火箭第一次关机到第二次点火期间的控制方法包括：在第二点火时刻t5，控制一子级火箭的部分发动机点火。
t5时刻为一子级火箭的第二次点火时刻，在本实施例中t5时刻对3台发动机进行点火，发动机点火降低了火箭下落的速度，防止火箭以较大的速度再次进入大气层。
在抛弃时刻t6，控制降落伞回收系统抛弃降落伞，抛弃时刻t6在一子级火箭再次进入大气层的时刻之后。
t6时刻对降落伞进行切断抛弃，且t6时刻在火箭再次进入大气层之后。
在第二关机时刻t7，控制一子级火箭的发动机关机。
t7时刻为一子级火箭第二次关机时刻，对3台发动机进行关机。t5时刻至t7时刻有三台发动机进行点火，目的是对火箭进行减速，降低火箭再入大气层的速度，减少火箭再入大气层时受到的动压。
一子级火箭第二次关机到第三次点火期间的控制方法包括：在第三点火时刻t8，控制一子级火箭的部分发动机点火，本次点火的发动机数量少于第二点火时刻t5点火的发动机数量。
t8时刻为一子级火箭第三次点火着陆时刻，在本实施例中，对一台发动机进行点火。t7时刻至t8时刻火箭不进行点火，火箭做自由落体运动。
在第三关机时刻t9，控制一子级火箭的发动机关机。其中，t0＜t1＜t2＜t3＜t4＜t5＜t6＜t7＜t8＜t9。
t9时刻火箭发动机第三次关机，火箭安全着陆。t8时刻至t9时刻火箭进行第三次点火，降低火箭下降的速度，实现火箭的安全着陆。
在一子级火箭回收过程中，火箭再次进入大气层之前，利用降落伞增加了火箭的阻力，提高了点火前火箭的过载，从而实现了火箭液氧箱1、燃料箱2推进剂的重定位及其推进剂管理。相比于利用复杂的动力系统实现火箭推进剂重定位和沉底，本实施例仅利用降落伞的阻力就能够实现，有效降低了生产成本，且提高了回收可靠性。
通过降落伞增加了火箭再次进入大气层的阻力，提高了火箭点火前的过载，通过提高发动机的液氧泵的液注压力，提高了液氧箱1的入口压力。
Pbx＝PY0+Ph-Pξ；
Ph＝nxρgh；
其中：Pbx为液氧泵入口压力，单位为MPa；PY0为液氧箱的气枕压力，单位为Pa；Ph为液氧泵的液注压力，单位为Pa；Pξ为液氧输送管路流阻损失，单位为Pa；nx为火箭飞行过载，单位为无量纲；ρ为液氧密度，单位为kg/m3；g为重力加速度，单位为m/s2；h为液氧泵液注高度，单位为m。
本实施例利用降落伞提高了火箭的飞行过载，从而提高了液氧泵的液注压力，也降低了第二次发动机点火启动前的液氧箱1气枕所需的最低压力，降低了一子级液氧箱1的增压需求，也降低了液氧箱1的气枕压力，液氧箱1的气枕压力的降低不仅可以降低液氧箱1的设计壁厚、提高液氧箱1的承压能力和降低液氧箱1的整体重量，液氧箱1的气枕压力的降低也减少了液氧箱1自生增压的耗气量，降低了液氧箱1增压流量和发动机自生增压器的研制难度，同时液氧箱1的气枕压力的降低也避免了共底贮箱的共底部分承受负压的工况，为共底贮箱的研制降低了难度。
PYmin＝Pbxmin+Pξ-Ph；
其中：Pbxmin为液氧泵所需的最低入口压力，单位为MPa；PYmin为液氧箱所需的最低气枕压力，单位为Pa。
一级液氧箱的后底压力PGDY的计算公式如下：
PGDY＝PY0+nxρghY；
其中：PGDY为一级液氧箱后底压力，单位为Pa；PY0为一级液氧箱气枕压力，单位为Pa；nx为火箭过载系数，单位为无量纲；ρ为液氧的密度，单位为kg/m3；g为当地重力加速度，单位为m/s2；hY为一级液氧箱的液位高度，单位为m。
一级共底贮箱的燃料箱2的前底压力曲线图如图19所示。其中一级燃料箱2的前底压力PGDR计算公式如下：
PGDR＝PR0；
其中：PGDR为一级燃料箱前底压力，单位为Pa；PY0为一级燃料箱气枕压力，单位为Pa。
本实施例还提供一种共底贮箱的防止反压的控制方法，包括：在一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加一子级火箭的过载，降低液氧箱1所需的最低气枕压力，降低液氧箱1的增压需求，降低液氧箱1的气枕压力；降低氧箱保险阀打开压力，提高燃料箱保险阀打开压力，使共底贮箱的燃料箱2的前底压力恒大于液氧箱1的后底压力。
在一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加一子级火箭的过载，降低液氧箱1所需的最低气枕压力，降低液氧箱1的增压需求，降低液氧箱1的气枕压力；降低氧箱保险阀打开压力，提高燃料箱保险阀打开压力，使共底贮箱的燃料箱2的前底压力恒大于液氧箱1的后底压力。
本实施例还提供一种蓄压器的控制方法，包括：在火箭发动机第一次点火前，控制气源向蓄压器5的顶部注气，同时，控制第二控制阀打开，控制第一控制阀56关闭，以保持蓄压器5的气腔容积恒定；
在一级飞行过程中，控制第二控制阀关闭；
在火箭发动机第n-1次关机时刻，n≥2，控制第一控制阀56开启，且在火箭发动机第n次点火时刻前，控制第一控制阀56关闭。
本实施例还提供一种推进剂管理方法，包括：在一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加一子级火箭的过载，以实现液氧箱1和燃料箱2内的推进剂沉底和重定位，液氧泵入口压力的提高，及液氧箱1增压压力需求的减小。
本实施例通过降低氧箱保险阀打开压力，将液氧箱的气枕压力控制在较低水平，通过提高燃料箱保险阀打开压力，且利用燃料箱保险阀实现燃料箱的气枕压力的控制，使得燃料箱的气枕压力保持在较高的水平，从而保证一级共底贮箱的燃料箱的前底压力恒大于液氧箱的后底压力，压力曲线如图19所示，其中，PGDY为一级共底贮箱液氧箱后底压力，PGDR为一级共底贮箱燃料箱前底压力。
本实施例通过提高一级燃料箱保险阀打开压力和燃料箱气枕压力，降低一级氧箱保险阀打开压力和氧箱气枕压力，使得一级共底贮箱的燃料箱的前底压力恒大于氧箱后底压力，使得共底贮箱不会出现反压工况，避免了一级共底贮箱因为反压导致的恶劣工况的出现。
基于传统运载火箭构型的重复使用技术，对运载火箭总体设计的影响相对较小，是当前实现可重复使用的主要途径。目前，运载火箭箭体回收主要包括伞降回收、垂直返回和带翼飞回三种方式。其中，伞降回收和带翼飞回属于依靠再入气动减速的回收技术，垂直返回属于依靠反推冲量减速的回收技术。伞降回收即利用降落伞实现火箭助推器的减速回收。垂直返回与伞降回收相同，分离后的子级助推器首先进行主动减速，在低空飞行段主发动机重复启动变推力工作，提供反推冲量进行减速的同时进行飞行制导与稳定控制，在接近预定落点位置时适时展开助推器底部着陆机构，控制落速的同时平稳着陆在预定位置。带翼飞回，将传统火箭旋成体助推器改造为升力体外形，为火箭子级安装起落架，使其能够自主或遥控飞行，在火箭与助推器分离后，以升力体的形式无动力滑翔飞行并水平着陆于地面跑道。
本发明实施例的上箱为液氧箱，液氧箱采用侧边输送方案，与燃料箱隧道管方案相比，有效地防止了因为液氧泄露而导致氧气、燃料气混合而导致的爆炸问题。
液氧采用“侧壁对称输送+液氧输送主管+多通结构+液氧输送分支管”的方案，不仅解决了输送管中液氧泄露导致的安全风险问题，同时保证了液氧箱液氧出流均匀的问题。同时液氧输送管路单元分布在液氧箱外侧不仅降低了液氧输送主管穿越燃料箱的研制难度，同时液氧输送管路组件在燃料箱外侧也降低了液氧输送管路组件后期的安装、维护、修理等一系列操作难度。
液氧箱的第一防漩防塌装置由第一防漩板、前圆锥部和后圆锥部组成，通过第一防漩板能够抑制液氧后期产生的漩涡，前圆锥部能够有效防止液氧的塌陷，后圆锥部能够防止液氧在出流过程中的空化现象。
在多通结构内设置有第二防漩防塌结构，由第二防漩板和防塌圆锥组成，第二防漩板能够防止多通结构内的液氧产生漩涡流，当液氧箱的液氧耗尽时，能够对液氧输送管路组件内的液氧起到起到防漩作用，防塌圆锥能够防止液氧塌陷产生夹气。第一防漩防塌装置和第二防漩防塌装置的设置能够实现液氧输送管路组件中的液氧完全利用。
相比于液氧箱采用一根主输送管路的方案，本发明实施例采用对称的两根液氧输送主管，通过侧壁布局输送液氧，能够有效缩小液氧输送主管的直径、降低液氧输送主管的加工难度。
本发明实施例的液氧箱、燃料箱均采用开式自生增压方案，其增压输送系统结构简单可靠，在一子级发射过程中，利用保险阀实现液氧箱、燃料箱的气枕压力的控制，简化了增压输送系统的结构，同时降低了增压输送系统的研制难度及其阀门、管路等配套件的成本。
本发明实施例通过一台注气式蓄压器给两个液氧输送管路单元进行POGO抑制，减少了蓄压器的使用数量。
本发明实施例提出了注气式蓄压器的控制阀(第一控制阀和第二控制阀)的打开关闭时序，能够满足射前充气、回收过程中的排气功能。
通过在蓄压器底部安装第二磁阀，在蓄压器注气期间打开第二控制阀，将多余的气体经第二控制阀直排大气，保证了注气式蓄压器的气腔容积V恒定。
本发明实施例通过简单的结构实现了注气式蓄压器射前一次性充气，且能够保证蓄压器内的气腔PV值恒定。
注气式蓄压器第一控制阀在t2时刻打开排气、排液，于t3时刻停止排气、排液。第二次发动机起动前对注气式蓄压器的气体进行排放至火箭外。防止注气式蓄压器的气体在t2时刻至t5时刻的零重力条件下进入发动机导致发动机气蚀。
本发明实施例通过对第一控制阀和第二控制阀的启闭时序的控制实现了蓄压器在火箭发射前进行注气，在发动机起动前进行排气。射前对蓄压器进行注气能够提高液氧的可压缩性，降低液氧输送系统的分布弹性，从而降低液氧输送管路组件的固有频率，保证液氧输送管路组件固有频率与箭体结构的频率互相错开，实现POGO抑制的目的。
本发明实施例利用发动机的三次点火实现了一子级火箭的发射与回收。
t0时刻至t2时刻一子级火箭第一次点火飞行阶段，实现了火箭的发射。t5时刻至t6时刻对三台发动机进行点火，使火箭进行减速，降低火箭再次进入大气层的速度，减少火箭再次进入大气层时受到的动压。
t8时刻至t9时刻火箭进行第三次点火，降低了火箭下降的速度，实现火箭的安全着陆。
一子级火箭回收过程中在再次进入大气层阶段打开降落伞，利用降落伞提供阻力，使火箭形成小过载，通过小过载能够实现推进剂重定位和推进剂沉底。相比于传统的沉底方式，本方案避免了火箭装载大量的调节装置，降低了火箭的配套成本。利用降落伞给火箭提供较大的过载，提高液氧输送管路组件的液注压力，减少液氧箱的气枕压力需求，也降低了氧箱保险阀开启压力和液氧箱的承压设计要求、及液氧箱的结构重量，同时，降低了氧箱自生增压的耗气量，给发动机的高温氧气自生增压器降低了研制难度。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语中的“上、下、内和外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一、第二或第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
本发明中除非另有明确的规定和限定，术语“安装、相连、连接”应做广义理解，例如：可以是固定连接、可拆卸连接或一体式连接；同样可以是机械连接、电连接或直接连接，也可以通过中间媒介间接相连，也可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
虽然已经参考优选实施例对本发明进行了描述，但在不脱离本发明的范围的情况下，可以对其进行各种改进并且可以用等效物替换其中的部件。尤其是，只要不存在结构冲突，各个实施例中所提到的各项技术特征均可以任意方式组合起来。本发明并不局限于文中公开的特定实施例，而是包括落入权利要求的范围内的所有技术方案。
Claims (15)
1.一种增压输送系统，其特征在于，包括液氧箱(1)、液氧输送管路组件(3)、燃料箱(2)、燃料输送管路组件、氧箱开式自生增压系统(6)及燃料箱(2)开式自生增压系统；
所述液氧箱(1)和所述燃料箱(2)为共底贮箱，所述液氧箱(1)设在所述燃料箱(2)的上方；
所述液氧输送管路组件(3)设在所述液氧箱(1)的底部，并位于所述燃料箱(2)的外部，所述液氧输送管路组件(3)包括两组液氧输送管路单元(31)，两组所述液氧输送管路单元(31)在所述液氧箱(1)相对的两侧壁上对称分布；每组所述液氧输送管路单元(31)分别包括液氧输送主管(311)、多通结构(312)和液氧输送分支管(313)，所述液氧输送主管(311)的两端分别和所述液氧箱(1)、所述多通结构(312)的入口连接；所述液氧输送分支管(313)的一端和所述多通结构(312)的一出口连接，另一端用于和发动机(8)的液氧泵入口连接；
所述燃料输送管路组件设在所述燃料箱(2)的底部，用于与发动机(8)连接；
所述氧箱开式自生增压系统(6)用于为所述液氧箱(1)的气枕增压，所述燃料箱开式自生增压系统(7)用于为所述燃料箱(2)的气枕增压。
2.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，所述多通结构(312)为六通结构，包括设在顶部的多通入口(3121)和设在底部的多通底出口(3122)、以及沿周向均匀分布在所述多通结构(312)底部侧壁上的4个多通侧出口(3123)；所述多通入口(3121)和所述液氧输送主管(311)连接；4个所述多通侧出口(3123)分别连接有一个所述液氧输送分支管(313)，每个所述液氧输送分支管(313)分别用于连接一台发动机(8)；和/或，所述增压输送系统还包括蓄压器(5)，所述蓄压器(5)的顶部通过管路与气源连接，所述蓄压器(5)的底部通过管路分别与所述多通底出口(3122)连接。
3.如权利要求2所述的增压输送系统，其特征在于，所述蓄压器(5)的顶部设有第一控制阀(56)，所述蓄压器(5)的底部设有第二控制阀(51)，所述第一控制阀(56)和所述第二控制阀(51)分别用于与外部空气形成连通；
和/或，所述蓄压器(5)的顶部通过管路依次连接单向阀(55)、插拔连接器(54)、气体过滤器(53)和所述气源。
4.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，所述氧箱开式自生增压系统(6)包括高温氧气自生增压器(61)、氧箱消能器(62)、氧箱保险阀(63)和氧箱气枕压力传感器(64)；所述高温氧气自生增压器(61)设在对应的发动机(8)处；所述氧箱消能器(62)设在所述液氧箱(1)的气枕内，并通过氧箱增压管路(65)与所述高温氧气自生增压器(61)连接；所述氧箱气枕压力传感器(64)和所述氧箱保险阀(63)设在所述液氧箱(1)的气枕对应的外壁上，所述氧箱保险阀(63)的打开或关闭用于控制所述液氧箱(1)的气枕压力。
5.如权利要求1所述的增压输送系统，其特征在于，所述燃料箱开式自生增压系统(7)包括燃气自生增压器(71)、燃料箱消能器(73)、燃料箱保险阀(74)和燃料箱气枕压力传感器(75)；所述燃气自生增压器(71)设在对应的所述发动机(8)处，所述燃料箱消能器(73)设在所述燃料箱(2)的气枕内，所述燃料箱消能器(73)通过燃料箱增压管路(72)和所述燃气自生增压器(71)连接；所述燃料箱保险阀(74)和所述燃料箱气枕压力传感器(75)分别设在所述燃料箱(2)的气枕对应的外壁上，所述燃料箱气枕压力传感器(75)用于检测所述燃料箱(2)的气枕压力，所述燃料箱保险阀(74)的打开或关闭用于控制所述燃料箱(2)的气枕压力。
6.一种一子级火箭，其特征在于，包括如权利要求1至5任意一项所述的增压输送系统。
7.一种共底贮箱的防止反压的控制方法，其特征在于，用于如权利要求6所述的一子级火箭，所述一子级火箭还包括降落伞回收系统，所述氧箱开式自生增压系统(6)包括氧箱保险阀(63)，所述燃料箱开式自生增压系统(7)包括燃料箱保险阀(74)；所述共底贮箱的防止反压的控制方法包括：
在所述一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加所述一子级火箭的过载，降低所述液氧箱(1)所需的最低气枕压力，降低所述液氧箱(1)的增压需求，降低所述液氧箱(1)的气枕压力；降低氧箱保险阀打开压力，提高燃料箱保险阀打开压力，使所述共底贮箱的所述燃料箱(2)的前底压力恒大于所述液氧箱(1)的后底压力。
8.如权利要求7所述的共底贮箱的防止反压的控制方法，其特征在于，所述液氧箱(1)所需的最低气枕压力PYmin的计算公式如下：
PYmin＝Pbxmin+Pξ-Ph；
其中：Pbxmin为液氧泵所需的最低入口压力，单位为MPa；Ph为液氧泵的液注压力，单位为Pa；Pξ为液氧输送管路流阻损失，单位为Pa；
所述液氧箱的后底压力PGDY的计算公式如下：
PGDY＝PY0+nxρghY；
其中：PGDY为液氧箱后底压力，单位为Pa；PY0为液氧箱气枕压力，单位为Pa；nx为火箭过载系数，单位为无量纲；ρ为液氧的密度，单位为kg/m3；g为当地重力加速度，单位为m/s2；hY为液氧箱的液位高度，单位为m；
所述共底贮箱的燃料箱的前底压力PGDR的计算公式如下：
PGDR＝PR0；
其中：PGDR为燃料箱前底压力，单位为Pa；PY0为燃料箱气枕压力，单位为Pa。
9.一种液氧箱增压控制方法，其特征在于，用于如权利要求6所述的一子级火箭，所述氧箱开式自生增压系统(6)包括高温氧气自生增压器(61)、氧箱消能器(62)、氧箱保险阀(63)和氧箱气枕压力传感器(64)；
在一级飞行过程中，所述液氧箱增压控制方法包括：
控制所述高温氧气自生增压器(61)开启，所述高温氧气自生增压器(61)对液氧进行加热得到高温氧气，所述高温氧气通过氧箱增压管路(65)和所述氧箱消能器(62)给所述液氧箱(1)的气枕进行增压；
控制所述氧箱气枕压力传感器(64)实时检测所述液氧箱(1)的气枕压力；当所述液氧箱(1)的气枕压力大于氧箱保险阀打开压力时，控制所述氧箱保险阀(63)开启；当所述液氧箱(1)的气枕压力小于氧箱保险阀关闭压力时，控制所述氧箱保险阀(63)关闭；所述氧箱保险阀(63)打开或关闭的次数为3-6次。
10.一种燃料箱增压控制方法，其特征在于，用于如权利要求6所述的一子级火箭，所述燃料箱开式自生增压系统(7)包括燃气自生增压器(71)、燃料箱消能器(73)、燃料箱保险阀(74)和燃料箱气枕压力传感器(75)；
控制所述燃料自生增压器开启，所述燃料自生增压器对燃料进行加热得到高温燃料，所述高温燃料通过燃料箱增压管路和所述燃料箱消能器(73)给所述燃料箱(2)的气枕进行增压；
控制所述燃料箱气枕压力传感器(75)实时检测所述燃料箱(2)的气枕压力；当所述燃料箱(2)的气枕压力大于燃料箱保险阀打开压力时，控制所述燃料箱保险阀(74)开启；当所述燃料箱(2)的气枕压力小于燃料箱保险阀关闭压力时，控制所述燃料箱保险阀(74)关闭；所述燃料箱保险阀(74)打开或关闭的次数为3-6次。
11.一种蓄压器的控制方法，其特征在于，用于如权利要求6所述的一子级火箭，所述一子级火箭包括蓄压器(5)，所述蓄压器(5)的顶部通过第一控制阀(56)与外部空气连通，所述蓄压器(5)的底部通过第二控制阀(51)与外部空气连通；
所述蓄压器的控制方法包括：
在火箭发动机(8)第一次点火前，控制气源向所述蓄压器(5)的顶部注气，同时，控制所述第二控制阀(51)打开，控制所述第一控制阀(56)关闭，以保持所述蓄压器(5)的气腔容积恒定；
在一级飞行过程中，控制所述第二控制阀(51)关闭；
在火箭发动机(8)第n-1次关机时刻，n≥2，控制所述第一控制阀(56)开启，且在火箭发动机(8)第n次点火时刻前，控制所述第一控制阀(56)关闭。
12.一种推进剂管理方法，其特征在于，用于如权利要求6所述的一子级火箭，所述一子级火箭还包括降落伞回收系统，
在所述一子级火箭的回收过程中，通过打开降落伞回收系统中的降落伞增加所述一子级火箭的过载，以实现所述液氧箱(1)和燃料箱(2)内的推进剂沉底和重定位，液氧泵入口压力的提高，及所述液氧箱(1)增压压力需求的减小。
13.一种一子级火箭的回收控制方法，其特征在于，用于如权利要求6所述的一子级火箭，所述一子级火箭还包括降落伞回收系统和辅助动力系统；
所述回收控制方法包括一子级火箭发射阶段的控制方法、一子级火箭第一次关机到第二次点火期间的控制方法和一子级火箭第二次关机到第三次点火期间的控制方法；
所述一子级火箭发射阶段的控制方法包括：在第一点火时刻t0，控制所述一子级火箭的所有发动机(8)全部点火；在第一关机时刻t2，控制所述一子级火箭的发动机(8)关机；所述第一关机时刻在最大动压点时刻t1之后；
在转向时刻t3，控制所述辅助动力系统使所述一子级火箭转向；
在伞降打开时刻t4，控制所述降落伞回收系统打开降落伞，通过所述降落伞的阻力增加所述一子级火箭在漂浮过程中的阻力，从而增加所述一子级火箭的过载，实现所述液氧箱(1)、所述燃料箱(2)内的推进剂重定位；
其中，t0＜t1＜t2＜t3＜t4。
14.如权利要求13所述的一子级火箭的回收控制方法，其特征在于，所述一子级火箭第一次关机到第二次点火期间的控制方法包括：
在第二点火时刻t5，控制所述一子级火箭的部分发动机(8)点火；
在抛弃时刻t6，控制所述降落伞回收系统抛弃所述降落伞，所述抛弃时刻t6在所述一子级火箭再次进入大气层的时刻之后；
在第二关机时刻t7，控制所述一子级火箭的发动机(8)关机；
其中，t4＜t5＜t6＜t7。
15.如权利要求13或14所述的一子级火箭的回收控制方法，其特征在于，所述一子级火箭第二次关机到第三次点火期间的控制方法包括：
在第三点火时刻t8，控制所述一子级火箭的部分发动机(8)点火，本次点火的发动机(8)的数量少于所述第二点火时刻t5点火的发动机(8)的数量；
在第三关机时刻t9，控制所述一子级火箭的发动机(8)关机；
其中，t7＜t8＜t9。
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