【技术实现步骤摘要】
一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置
本专利技术涉及一种液氧流量控制试验装置，主要用于氢氧火箭低温贮箱冷氦增压系 统地面试验，可模拟火箭发动机在飞行的全程过程中液氧输入流量，属于低温火箭贮箱增 压输送系统试验技术。
技术介绍
我国CZ-XX系列运载火箭X子级发动机采用液氢液氧作为推进剂，其液氧箱气枕 压力采用冷氦压调器控制。由于冷氦压调器结构复杂、加工及全面检测难度大、存在一定的 故障隐患，因而其难以适应该系列火箭高密度发射需求。随着低温高压冷氦电磁阀技术的 日益成熟，研制了一套由电磁阀和孔板组合的冷氦增压系统，以取代冷氦压调器。为调整新 增压系统相关参数并充分验证其可靠性，需要开展全面的研制及验证试验，因此，有效的模 拟火箭发动机在飞行全程中的液氧输入流量使该项目试验的关键技术之一。飞行过程中， 液氧由发动机泵输送进入推力室参与燃烧，泵由燃气涡轮带动，如果采用箭上的液氧泵进 行地面试验，整个试验系统将十分复杂，试验操作难度、技术及安全风险也相当大，增压系 统的研制周期将受到影响。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题是：液氧流量是实现增压系统研制试验的重要试验参数之 一，直接关系到增压系统参数的匹配，采用易于实现的办法，达到火箭发动机飞行全程液氧 输入流量模拟，并且避免在地面试验中使用火箭发动机泵和燃气发生器，提高地面试验的 可操作性，降低试验成本，并缩短产品研制周期。 本专利技术的技术方案是：一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，由 模拟贮箱、输送管路、流量计、低温气动球阀、低温手动球阀、...
【技术保护点】
一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，由模拟贮箱(1)、输送管路(2)、流量计(3)、低温气动球阀(4)、低温手动球阀(5)、孔板(6)、排放管路(7)组成。在模拟贮箱(1)气枕压力的作用下，液氧经输送管路(2)、流量计(3)，之后分为两路，一路经低温气动球阀(4)、低温手动球阀(5)进入排放管路(7)，另一路经低温气动球阀(4)、孔板(6)进入排放管路(7)，其中低温手动球阀(5)和孔板(6)起液氧流量控制和调节作用。
【技术特征摘要】
1. 一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，由模拟贮箱（1)、输送管路 (2)、流量计（3)、低温气动球阀（4)、低温手动球阀（5)、孔板（6)、排放管路（7)组成。在 模拟贮箱（1)气枕压力的作用下，液氧经输送管路（2)、流量计（3)，之后分为两路，一路经 低温气动球阀（4)、低温手动球阀（5)进入排放管路（7)，另一路经低温气动球阀（4)、孔板 (6)进入排放管路（7)，其中低温手动球阀（5)和孔板（6)起液氧流量控制和调节作用。2. 根据权利要求1所述的一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，其特 征在于：模拟贮箱（1)内直径3m，上、下封头为标准椭球封头...
【专利技术属性】
技术研发人员：瞿骞，赵耀中，尹奇志，刘瑞敏，王占林，刘屹，郭婷，梁怀喜，温鹏飞，张丽华，隗合成，
申请(专利权)人：北京航天试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：北京;11
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