火箭推进剂管道设计

5.1 输送方式选择：挤压式与泵压式

挤压式系统依靠高压气体（通常为氦气）将推进剂挤出贮箱，结构简单、响应快，适用于推力室压力低、总冲小的场合；泵压式用涡轮泵给推进剂增压，贮箱只需维持泵进口所需的低压，从而大幅减轻贮箱结构重量，是大中型液体火箭的主流方案。两类系统的构成、过滤器配置与全焊接结构要求在 NASA SP-125《液体火箭发动机设计》中有系统设计级的阐述（见来源表，NASA 官方手册）。

输送方式确定后，管路设计需逐项落实的要素（SP-125）：管径与壁厚（按最大流量、允许流速与压力等级）、材料与低温韧性、热膨胀补偿与柔性连接、过滤器与阀门布置、排放／吹除与预冷接口。

5.2 预冷充填与水击：管路设计的控制性瞬态

低温火箭点火前必须对泵与管路进行预冷充填。液体充填预存气体的管路时，气柱被上下游液柱压缩、并在节流元件处产生水击，两种压力波动耦合下水击峰值可达上游供应压力的 5 倍左右（《航空学报》两相充填仿真研究）。对真空度较高的闭端管路快速充填，充填水击严重时可达 20 MPa 以上，设计时必须计入该峰值，否则可导致管路结构破裂（《预存气体闭端管路的充填水击研究》）。

工程抑制手段有三类：增加壁厚（代价是增重）、设置节流元件或孔板（引入附加压损）、管路预存不溶性气体（对重量与压损影响最小，论文认为对预存气体管路开展专门研究最有工程价值）。高芳等建立的低温预冷充填一维计算方法（《航空动力学报》2007）已应用于发动机试验台系统改造和长距离液氢输送管道设计。

5.3 加注管道流动特性

加注过程中阀门快速开闭不可避免产生过高压力波动，两端压差与温度变化影响加注效率，必须通过合理的系统设计与试验验证确定最佳加注工艺参数（《低温推进剂加注管道流动特性模拟研究》）。加注末段为防止管路中的热态推进剂或气体进入箭上贮箱，工程上限制排放流量——某液氢加注系统专利实例要求排放流量不大于 300~500 L/min、系统温度不大于 21.5 K。

5.4 交叉输送与管路联合仿真

多机并联发动机的交叉输送管网由气瓶、贮箱、过滤器、阀门、弯头三通等组成，工程上采用 CFD 与一维管路模型（计及摩擦、重力、管壁顺应性）联合仿真。研究显示：管路间充填压差（约 90 kPa）远大于贮箱间压差（约 6 kPa），并提出“临界压差”概念用于判断并联贮箱能否同时正常充填（《航空动力学报》交叉输送系统论文）。

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