一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统技术方案

本发明专利技术公开了一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀，通过增压系统以及供应系统取代复杂的高压挤压增压系统和高压储箱，结构简单，提高可靠性，使得储箱可设计制造的容积大幅增加，造价也大幅降低，另外进入推力室的推进剂来流会具有一个与泵体转速正相关的流体流动特征频率，以及一定幅度的流体压力脉动，且其流动特征频率和压力脉动可通过调节驱动电机进行调整，以尽可能与推力室在发动机中的真实工作情况接近或相同，提高试验数据的可参考性。据的可参考性。据的可参考性。

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统


[0001]本申请涉及火箭试验设备
，特别涉及一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统。

技术介绍

[0002]在这一部分中提供的信息是为了一般地呈现本公开的背景的目的。在本部分中描述的程度上，当前署名的专利技术人的工作以及在提交时可能不构成现有技术的描述的各方面，既不明示地也不暗示地被认为是本公开的现有技术。
[0003]推力室是液体火箭发动机的主体，推力室的点火试验是液体火箭发动机研制过程中的最重要试验。目前推力室的点火试验均依托高压挤压热试验系统开展，高压挤压热试验系统虽然系统也比较简单，但高压储箱和高压增压系统作为高压挤压热试验系统中的两种最关键装置，存在结构复杂、成本高昂且易坏易损的缺陷，尤其高压增压系统历来是推力室热试验的主要故障来源，严重制约了试验的顺利开展，从而为推力室的研制带来了较大不便；再者挤压系统为推力室提供的推进剂来流过于稳定，不符合推力室在发动机中的工作实际，无法验证推力室的工作稳定性及其动态特性，因此挤压系统无法满足考核推力室动态工作特性的试验需求，导致此试验目的只能延后至发动机整机试验时进行，从而严重削弱了推力室热试验的作用，也为发动机研制的快速迭代及降低研制成本带来了较大的副作用。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中存在的缺陷，本申请提供一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，以解决现有技术中泵压热试验设备可靠性以及数据参考性差的问题。
[0005]本申请的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，其包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀；
[0007]所述储气瓶与所述储箱相连通以用于对所述储箱增压，且所述减压阀和所述第一截止阀以所述储气瓶朝向所述储箱方向依次布置，所述储箱远离所述储气瓶的一端与所述推力室相连通，且所述第二截止阀、所述泵体、所述第三截止阀和所述调节阀以所述储箱朝向所述推力室方向依次布置，所述泵体上连接有驱动电机。
[0008]进一步地，所述推力室上连接有用于固定所述推力室和测量所述推力室产生推力的推力台架。
[0009]进一步地，所述增压系统与所述供应系统分别设有两组，两组所述供应系统中的两个所述储箱分别用于容置燃料与氧化剂。
[0010]进一步地，所述第二截止阀与所述泵体之间设有流量计。
[0011]进一步地，所述储箱内设有压力传感器，所述第二截止阀与所述泵体之间、所述泵
体与所述第三截止阀之间分别设有压力传感器。
[0012]进一步地，所述储箱内设有温度传感器，所述第二截止阀与所述泵体之间、所述调节阀与所述推力室之间分别设有温度传感器。
[0013]进一步地，所述调节阀的开度通过电机调控或通过气动调控。
[0014]进一步地，所述驱动电机为转速可调式驱动电机。
[0015]进一步地，所述储箱的内压为0.4～1MPa。
[0016]进一步地，所述储气瓶输出的增压压力为1～2MPa。
[0017]与现有技术相比，本申请的优点在于：
[0018]本申请通过设置增压系统、供应系统和推力室，其中增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀，储气瓶与储箱相连通以用于对储箱增压，且减压阀和第一截止阀以储气瓶朝向储箱方向依次布置，储箱远离储气瓶的一端与推力室相连通，且第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀以储箱朝向推力室方向依次布置，泵体上连接有驱动电机，在进行液体火箭发动机推力室的泵压热试验时，通过增压系统将储箱增压至泵体所要求的入口压力，并将调节阀调整到所需的开度，打开第一截止阀与第二截止阀，并通过调整驱动电机将泵体调节到要求转速，使泵体的出口压力和流量达到推力室试验的要求值，推力室进入正常工作状态，在推力室工作过程中也可以通过调整泵体的转速和调节阀的开度，以达到在单次试验中实现推力室的多工况试验考核，大幅缩减推力室试验次数、降低试验成本，通过增压系统以及供应系统取代复杂的高压挤压增压系统和高压储箱，结构简单，提高可靠性，使得储箱可设计制造的容积大幅增加，造价也大幅降低，另外进入推力室的推进剂来流会具有一个与泵体转速正相关的流体流动特征频率，以及一定幅度的流体压力脉动，且其流动特征频率和压力脉动可通过调节驱动电机进行调整，以尽可能与推力室在发动机中的真实工作情况接近或相同，提高试验数据的可参考性。
附图说明
[0019]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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。
[0020]图1为本申请实施例提供的泵压热试验系统的原理图；
[0021]图中：10、推力室；11、储气瓶；12、减压阀；13、第一截止阀；21、储箱；22、第二截止阀；23、泵体；24、第三截止阀；25、调节阀；26、驱动电机；3、推力台架；41、流量计；42、压力传感器；43、温度传感器。
具体实施方式
[0022]下面结合附图及具体实施例对本专利技术作进一步阐述。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本专利技术，但并不构成对本专利技术的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本专利技术的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本专利技术，并且不应当理解为本专利技术限制在本文阐述的实施例中。
[0023]需要展开说明的是：现有技术中采用的高压挤压试验系统存在的弊端包括：
[0024]1、液体火箭发动机推力室的泵压热试验属于大推力的推力室试验，要求推进剂入口压力一般超过15MPa以上，加上上游管路、过滤器、阀门等组件形成的流阻，因此需要高压储箱的压力达到20MPa以上，需要的高压增压气体压力更高，一般需达到25MPa以上且气体用量巨大，直接导致高压储箱和高压增压系统结构非常复杂，造价高昂，且可靠性差等问题，为了保持该高压挤压试验系统可以顺利完成试验，导致推力室的研制周期加长，从而严重影响了推力室的研制效率和成本。
[0025]2、高压挤压试验系统采用气体为推进剂增压，与推力室在发动机中由涡轮泵增压的原理不同，导致利用高压挤压试验系统进行试验时进入到推力室的推进剂来流过于稳定，流体压力脉动较小，与涡轮泵增压的推进剂来流具有明显流体流动特征频率和较大压力脉动的特点严重不符，因此无法验证推力室的工作稳定性及其动态特性，得出的试验数据结果参考性低。
[0026]3、由于推力室流量较大，当推力室试验时长较长时，推力室所需要消耗的推进剂质量也较大，因此要求推进剂储箱的容积就较大，当采用高压挤压试验系统时，容积越大承受相同内压储箱的设计制造难度越大成本越高，需求的增压气体用量也越大，高压增压系统越复杂，因此本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，其特征在于，其包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀；所述储气瓶与所述储箱相连通以用于对所述储箱增压，且所述减压阀和所述第一截止阀以所述储气瓶朝向所述储箱方向依次布置，所述储箱远离所述储气瓶的一端与所述推力室相连通，且所述第二截止阀、所述泵体、所述第三截止阀和所述调节阀以所述储箱朝向所述推力室方向依次布置，所述泵体上连接有驱动电机。2.如权利要求1所述液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，其特征在于：所述推力室上连接有用于固定所述推力室和测量所述推力室产生推力的推力台架。3.如权利要求1或2所述液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，其特征在于：所述增压系统与所述供应系统分别设有两组，两组所述供应系统中的两个所述储箱分别用于容置燃料与氧化剂。4.如权利要求3所述液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统...

【专利技术属性】
技术研发人员：姬威信，刘鑫鹏，邵艳，孙晓伟，刘岳，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：