本实用新型涉及火箭增压输送技术领域，特别涉及一种火箭侧壁管路的补偿装置。
背景技术：
低温推进剂是指在地面和空间使用环境温度下不可贮存、只有在极低环境温度下才能在贮箱内长期保持液态的推进剂，它属于不可贮存的推进剂。液氟、液氧和液氢都是低温推进剂。液氧/液氢推进剂组合式目前使用的比冲最高的液体推进剂，在大型运载火箭和航天飞行器上被广泛使用。
新型液体火箭采用低温推进剂，推进剂输送管路、自生增压管路、预冷回流管路均走火箭侧壁或者隧道管，在加注低温推进剂时，其温度变化较大，导致火箭侧壁管路产生较大轴向变形和径向变形。
技术实现要素：
本实用新型提供一种火箭侧壁管路的补偿装置，解决了或部分解决了现有技术中在加注低温推进剂时，温度变化较大，导致火箭侧壁管路产生较大轴向变形和径向变形的技术问题。
为解决上述技术问题，本实用新型提供了一种火箭侧壁管路的补偿装置，与贮存箱及发动机连接，所述火箭侧壁管路的补偿装置包括：第一管路、第二管路及第三管路；所述第一管路的第一端与所述贮存箱连通，所述第一管路的第二端与所述第二管路的第一端连通；所述第三管路的第一端与所述第二管路的第二端连通，所述第三管路的第二端与所述发动机连通；所述第一管路上设置有第一补偿器及第二补偿器；所述第三管路上设置有第三补偿器及第四补偿器。
进一步地，所述第一管路的第一端通过第一法兰与所述贮存箱连通，所述第一管路的第二端通过第二法兰与所述第二管路的第一端连通。
进一步地，所述第三管路的第一端通过第三法兰与所述第二管路的第二端连通，所述第三管路的第二端通过第四法兰与所述发动机连通。
进一步地，所述第一补偿器、第二补偿器、第三补偿器及第四补偿器均为带钢丝网套波纹管补偿器。
进一步地，所述第二管路的第一端处固定设置有固定支架；所述第二管路上设置有滑动支架。
本申请实施例中提供的一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果或优点：
由于将第一补偿器及第二补偿器设置在第一管路上，将第三补偿器及第四补偿器设置在第三管路上，根据火箭的箭体结构的变形量获取第一补偿器、第二补偿器、第三补偿器及第四补偿器的补偿量，将补偿量预设入第一补偿器、第二补偿器、第三补偿器及第四补偿器内，当火箭的箭体结构发生变形时，第一补偿器、第二补偿器、第三补偿器及第四补偿器对第一管路、第二管路及第三管路进行补偿，可以补偿低温下箭体结构变形，保证箭体结构安全。
附图说明
图1为本实用新型实施例提供的火箭侧壁管路的补偿装置的结构示意图；
图2为图1中火箭侧壁管路变形后的管路的位置示意图；
图3本实用新型实施例提供的火箭侧壁管路的补偿方法的流程图；
图4为图3中火箭侧壁管路的补偿方法的作图法的第一示意图；
图5为图3中火箭侧壁管路的补偿方法的作图法的第二示意图；
图6为图3中火箭侧壁管路的补偿方法的作图法的第三示意图；
图7为图3中火箭侧壁管路的补偿方法的作图法的第四示意图；
图8为图3中火箭侧壁管路的补偿方法的作图法的第五示意图；
图9为图3中火箭侧壁管路的补偿方法的作图法的第六示意图。
具体实施方式
参见图1-2，本实用新型实施例提供了一种火箭侧壁管路的补偿装置，与贮存箱及发动机连接，所述火箭侧壁管路的补偿装置包括：第一管路1、第二管路2及第三管路3。
第一管路1的第一端与贮存箱连通，第一管路1的第二端与第二管路2的第一端连通。
第三管路3的第一端与第二管路2的第二端连通，第三管路3的第二端与发动机连通。
第一管路1上设置有第一补偿器4及第二补偿器5。
第三管路3上设置有第三补偿器6及第四补偿器7。
本申请具体实施方式由于将第一补偿器4及第二补偿器5设置在第一管路1上，将第三补偿器6及第四补偿器7设置在第三管路3上，根据火箭的箭体结构的变形量获取第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7的补偿量，将补偿量预设入第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7内，当火箭的箭体结构发生变形时，第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7对第一管路1、第二管路2及第三管路3进行补偿。
具体地，第一管路1的第一端通过第一法兰8与贮存箱连通，便于第一管路1与贮存箱的连通。第一管路1的第二端通过第二法兰9与第二管路2的第一端连通，便于第一管路1与第二管路2的连通。
具体地，第三管路3的第一端通过第三法兰10与第二管路2的第二端连通，便于第三管路3与第二管路2的连通。第三管路3的第二端通过第四法兰11与发动机连通，便于第三管路3与发动机的连通。
具体地，第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7均为带钢丝网套波纹管补偿器，可以自身平衡内压推力。
具体地，第二管路2的第一端处固定设置有固定支架。在本实施方式中，固定支架的一端与火箭侧壁固定连接，固定支架的第二端与第二管路2的第一端固定连接，将第二管路2固定在火箭侧壁上。
第二管路2上设置有滑动支架。在本实施方式中，滑动支架包括套筒及连接架，连接架的第一端与火箭侧壁固定连接，连接架的第二端与套筒固定连接，第二管路2设置在套筒内，通过套管避免第二管路2径向动作，保证第二管路2轴向动作。
参见图3，本申请还提供一种火箭侧壁管路的补偿方法包括以下步骤：
步骤1，将第一补偿器4及第二补偿器5设置在第一管路1上，将第三补偿器6及第四补偿器7设置在第三管路3上。
步骤2，根据火箭的箭体结构的变形量获取第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7的补偿量。
步骤3，将补偿量预设入第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7内。
步骤4，当火箭的箭体结构发生变形时，第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7对第一管路1、第二管路2及第三管路3进行补偿。
详细介绍步骤2。
根据火箭的箭体结构的变形量，通过作图法获取第一补偿器4、第二补偿器5、第三补偿器6及第四补偿器7的补偿量。
作图法包括以下步骤：
步骤2.1，参见图4，将变形后的第一补偿器4的第一端与变形后的第二补偿器5的第二端进行连接，得到第一线段12。
步骤2.2，将变形前的第一补偿器4的第二端与变形前的第二补偿器5的第一端进行连接，得到第二线段13。
步骤2.3，以变形后的第一补偿器4的第一端为圆心、第一补偿器4的原长度为半径作第一圆14，以变形后的第二补偿器5的第二端为圆心、第二补偿器5的原长度为半径作第二圆15。
步骤2.4，在第一线段12的中点作第一垂线16，在第二线段13的中点作第二垂线17，获取第一垂线16与第二垂线17之间的夹角a，得到第一补偿器4及第二补偿器5的角变形量。
步骤2.1，参见图5，将第一补偿器4与第二补偿器5之间的管路转动角度a，使第一线段12与第二线段13平行，参见图6，通过平移第一补偿器4与第二补偿器5之间的管路，使第一垂线16的中点与第二垂线17中点重合。
步骤2.5，参见图7，沿第一垂线16方向平移第一补偿器4与第二补偿器5之间的管路，使第一补偿器4的第二端与第一圆14相交，得到第一相交点18，使第二补偿器5的第一端与第二圆15相交，得到第二相交点19。
步骤2.6，参加图8，将第一补偿器4的第一端与第一相交点18连接，得到第三线段20，以第一相交点18为端点，作与第一补偿器4的第一端垂直的第四线段21，测量第四线段21与第一补偿器4的第一端之间的距离，获得第一补偿器4的横向变形量b。
步骤2.7，参见图9，将第二补偿器5的第二端与第二相交点19连接，得到第五线段22，以第二相交点19为端点，作与第二补偿器5的第二端垂直的第六线段23，测量第六线段23与第二补偿器5的第二端之间的距离，获得第二补偿器5的横向变形量c。
获取第三补偿器6及第四补偿器7的补偿量的操作，与步骤2.1-2.7相同。
最后所应说明的是，以上具体实施方式仅用以说明本实用新型的技术方案而非限制，尽管参照实例对本实用新型进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本实用新型的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本实用新型技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本实用新型的权利要求范围当中。
1.一种火箭侧壁管路的补偿装置，与贮存箱及发动机连接，其特征在于，所述火箭侧壁管路的补偿装置包括：第一管路、第二管路及第三管路；
所述第一管路的第一端与所述贮存箱连通，所述第一管路的第二端与所述第二管路的第一端连通；
所述第三管路的第一端与所述第二管路的第二端连通，所述第三管路的第二端与所述发动机连通；
所述第一管路上设置有第一补偿器及第二补偿器；
所述第三管路上设置有第三补偿器及第四补偿器。
2.根据权利要求1所述的火箭侧壁管路的补偿装置，其特征在于：
所述第一管路的第一端通过第一法兰与所述贮存箱连通，所述第一管路的第二端通过第二法兰与所述第二管路的第一端连通。
3.根据权利要求1所述的火箭侧壁管路的补偿装置，其特征在于：
所述第三管路的第一端通过第三法兰与所述第二管路的第二端连通，所述第三管路的第二端通过第四法兰与所述发动机连通。
4.根据权利要求1所述的火箭侧壁管路的补偿装置，其特征在于：
所述第一补偿器、第二补偿器、第三补偿器及第四补偿器均为带钢丝网套波纹管补偿器。
5.根据权利要求1所述的火箭侧壁管路的补偿装置，其特征在于：
所述第二管路的第一端处固定设置有固定支架；
所述第二管路上设置有滑动支架。
技术总结