阅读说明：本技术 飞行器舱口加注管路吸空分离装置 (Air suction and separation device for aircraft hatch filling pipeline ) 是由 朱晓骅 吕吉伟 孔祥帅 尹鸣 郝绍宏 许健飞 翟华军 于 2020-03-13 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种飞行器舱口加注管路吸空分离装置,包括：飞行器舱体单元5、加注阀6、截止阀K1、截止阀K2、截止阀K3、截止阀K4、截止阀K6、真空阀K5、吸空容器单元2以及真空泵单元3；所述飞行器舱体单元5包括：飞行器舱体加注口；所述加注阀6与飞行器舱体加注口相匹配；所述加注阀6与截止阀K1、截止阀K2相连；所述截止阀K2与截止阀K3、截止阀K4相连；所述截止阀K4与吸空容器单元2相连；所述吸空容器单元2与真空阀K5相连；所述真空阀K5与真空泵单元3相连。本发明利用正压回吹、负压吸收原理,控制危险流体对管道分离作业过程中,界面不发生介质泄漏。(The invention provides an air suction and separation device for a filling pipeline of an aircraft hatch, which comprises: the aircraft cabin unit 5, the filling valve 6, the stop valve K1, the stop valve K2, the stop valve K3, the stop valve K4, the stop valve K6, the vacuum valve K5, the air suction container unit 2 and the vacuum pump unit 3; the aircraft cabin unit 5 comprises: an aircraft cabin filler port; the filling valve 6 is matched with a filling port of the aircraft cabin body; the filling valve 6 is connected with a stop valve K1 and a stop valve K2; the stop valve K2 is connected with the stop valve K3 and the stop valve K4; the stop valve K4 is connected with the empty suction container unit 2; the vacuum container unit 2 is connected with a vacuum valve K5; the vacuum valve K5 is connected to the vacuum pump unit 3. The invention utilizes the principles of positive pressure blowback and negative pressure absorption to control the medium leakage of the interface during the separation operation of the dangerous fluid to the pipeline.)

飞行器舱口加注管路吸空分离装置

技术领域

本发明涉及加注管路技术领域，具体地，涉及一种飞行器舱口加注管路吸空分离装置。

背景技术

目前我国应用于空间飞行器动力系统主要使用肼类燃料、硝基氧化剂等液体推进剂，该类介质具有易燃、易爆、剧烈毒性、高腐蚀、易挥发等特性。由于卫星、飞船、深空探测器等空间飞行器在发射场完成测试后需要进行推进剂加注，推进剂管路撤收过程中与飞行器舱口加排阀分离是重要风险控制点，因为加注完成后管路内有一定的剩余推进剂，并带有一定的压力，传统采用舱口端旁路氮气回吹方法实施分离，如图1所示。推进剂由贮罐采用氮气挤压加注方法实施加注，完成后将贮罐内增压压力泄放至大气压，打开阀门K03，0.2MPa氮气将加注管路从B点开始，将剩余推进剂回吹到贮罐内。该方法虽然可以将管路内大部分残余推进剂吹回加注容器，并将加注管路内压力泄放至大气压，但加注管路前端“旁路回吹”连接处与舱口“加排阀”之间处于回吹气流盲腔，其残余推进剂仍无法有效吹除。在舱口实施管路拆卸时，仍有少量推进剂会发生滴漏。飞行器舱口电缆交错，附近有太阳帆板等重要产品，一旦推进剂滴漏到电缆或喷射到太阳帆板表面，推进剂将对这些物件表面造成腐蚀损害，直接影响发射任务。另外，为防止推进剂滴漏，舱口作业人员拆卸加注管路时需要穿戴厚重的防护装备，舱口空间狭小不利于操作，更容易碰撞飞行器部件造成人为损坏。

专利文献CN104418056A公开了一种料件回吹分离装置，由送料用轨道、感测器、上盖板、吸孔、第二下吸孔以及回吹管道所组成，轨道设有槽道以输送料件前进，槽道终端设有挡墙，邻近挡墙设有感测器以感应料件是否到位，而由吸孔吸附料件定位于槽道终端，设于槽道上方的上盖板末端距离挡墙大于一个料件长度，槽道底面邻靠上盖板末端处设置第二下吸孔，而回吹管道由轨道终端附近倾斜向上游端延伸，其出口对应于第二下吸孔前缘。由此，可由回吹管道吹出相反于输送方向的气流对料件施以反向推力，以将排列在第二顺位的料件反向推回，确保第一、二颗料件间有一定的间隔。该专利中的技术原理显然不能很好地适用于飞行器舱口加注管路吸空分离中。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种飞行器舱口加注管路吸空分离装置。

根据本发明提供的一种飞行器舱口加注管路吸空分离装置，包括：飞行器舱体单元5、加注阀6、截止阀K1、截止阀K2、截止阀K3、截止阀K4、截止阀K6、真空阀K5、吸空容器单元2以及真空泵单元3；所述飞行器舱体单元5包括：飞行器舱体加注口；所述加注阀6与飞行器舱体加注口相匹配；所述加注阀6与截止阀K1、截止阀K2相连；所述截止阀K2与截止阀K3、截止阀K4相连；所述截止阀K4与吸空容器单元2相连；所述吸空容器单元2与真空阀K5相连；所述真空阀K5与真空泵单元3相连。

优选地，还包括：截止阀K7；所述截止阀K7与截止阀K1相连。

优选地，还包括：推进剂贮罐1单元；所述截止阀K7与推进剂贮罐1单元相连。

优选地，还包括：真空表单元4；所述真空表单元4与吸空容器单元2、真空阀K5相连。

优选地，还包括：回吹氮气源单元；所述回吹氮气源单元与截止阀K3相连。

优选地，所述截止阀K1安装于靠近飞行器舱体单元5的舱口位置。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

本发明利用正压回吹、负压吸收原理，控制危险流体对管道分离作业过程中，界面不发生介质泄漏。如：改进航天器完成推进剂加注后，对管路与舱体之间分离的传统作业方式，实现分离过程中推进剂一滴不漏的效果，以保护飞行器厂房环境、作业人员和飞行器等安全的装置。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为现有技术中传统回吹分离方法原理示意图。

图2为本发明的整体结构示意图。

图中：

推进剂贮罐1 真空表4

吸空容器2 飞行器舱体5

真空泵3 加注阀6

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

如图2所示，根据本发明提供的一种飞行器舱口加注管路吸空分离装置，包括：飞行器舱体单元5、加注阀6、截止阀K1、截止阀K2、截止阀K3、截止阀K4、截止阀K6、真空阀K5、吸空容器单元2以及真空泵单元3；所述飞行器舱体单元5包括：飞行器舱体加注口；所述加注阀6与飞行器舱体加注口相匹配；所述加注阀6与截止阀K1、截止阀K2相连；所述截止阀K2与截止阀K3、截止阀K4相连；所述截止阀K4与吸空容器单元2相连；所述吸空容器单元2与真空阀K5相连；所述真空阀K5与真空泵单元3相连。

本发明基于常规“回吹拆除”基础上，在推进剂加注系统管路中靠近舱口附近加装一套吸空装置，吸空容积根据前端舱口管路容腔和回吹后盲腔残余推进剂气化量设计，加注前先对吸空容器预抽真空，加注过程中吸空容器与加注管路通过阀门隔离，加注完成后先用氮气对管路里剩余推进剂回吹，然后采用吸空容器内的真空，对飞行器舱口加注管路实施负压状态下分离，确保拆卸过程中舱口部位不发生推进剂滴漏和喷射的效果。

优选地，还包括：截止阀K7；所述截止阀K7与截止阀K1相连。

优选地，还包括：推进剂贮罐1单元；所述截止阀K7与推进剂贮罐1单元相连。

优选地，还包括：真空表单元4；所述真空表单元4与吸空容器单元2、真空阀K5相连。

优选地，还包括：回吹氮气源单元；所述回吹氮气源单元与截止阀K3相连。

优选地，所述截止阀K1安装于靠近飞行器舱体单元5的舱口位置。

具体地，在一个实施例中，飞行器舱口加注管路吸空分离装置系统有截止阀K1、截止阀K2、截止阀K3、截止阀K4、截止阀K6、吸空容器、真空泵、真空表4真空计、真空阀K5等组成。

加注管路中截止阀K1安装于靠近舱口位置，在不影响操作的条件下控制需要被吸空段管路A-B之间的长度为最短，以提高吸空效率。截止阀K2连接加注管路与回吹吸空系统，加注过程中该阀门处于关闭状态。加注前，先启动真空泵，打开真空阀K5，对吸空容器抽真空至500Pa以下压力。

推进剂加注结束后，先关闭舱口加排阀，推进剂贮罐1泄压。打开阀门K3、阀门K2，采用高于推进剂贮罐1压力的氮气，将加注管路中的推进剂回吹到贮罐，关闭阀门K7。回吹氮气泄压至大气压，关闭阀门K1、阀门K3。吸空容器的容积设计需考虑推进剂回吹后，舱口加排阀A点到阀门K1、阀门K3、阀门K4之间管路容腔的气体量、以及加排阀拆卸操作中放空气量体等因素和冗余，一般不小于50L。待吹除完成后，打开阀门K4，利用吸空容器中的真空，连同舱前管路内腔形成负压，拆除加注管路A处与加排阀之间连接，拆卸过程中大气从A处吸入吸空容器，加注管与舱体分离后及时封堵A处接管咀，实现分离过程“一滴不漏”，以确保飞行器和作业人员安全。

该技术完成发明后，并在某型号飞行器加注中应用，验证效果良好，在空间飞行器推进系统、导弹姿控动力系统和运载火箭姿控动力系统推进剂加注和其他危险流体介质加注作业中实施加注管路安全分离，具有良好的应用前景。

本发明利用正压回吹、负压吸收原理，控制危险流体对管道分离作业过程中，界面不发生介质泄漏。如：改进航天器完成推进剂加注后，对管路与舱体之间分离的传统作业方式，实现分离过程中推进剂一滴不漏的效果，以保护飞行器厂房环境、作业人员和飞行器等安全的装置。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“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申请和简化描述，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申请的限制。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。