CN109057996A - 一种液体火箭发动机四机并联热试验装置 - Google Patents
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Abstract
一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护；所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室；所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力；所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。本试验装置可以大幅缩短火箭发动机的研制周期、降低火箭发动机的研制成本、提高火箭发动机的研制效率。
Description
技术领域
本发明涉及一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，属于液体火箭发动机领域。
背景技术
推力室挤压热试验是液体火箭发动机推力室研制的主要手段，其具有试验参数多、影响因素多、试验件设计方案多的特点。现有技术中推力室挤压热试验都是针对单个推力室开展的，为了优选设计参数和设计方案，单个研究项目往往需要做的热试验次数少则十几次，多则五十余次，试验周期及试验成本十分巨大，同时也十分消耗人力成本，是制约火箭发动机研制周期及效率的主要因素。目前在现有技术中尚未出现多个推力室同时开展热试验的方案，存在的主要问题是：(1)当多个推力室的试验状态一致时，整个试验装置需要保证提供给多个推力室的状态一致；(2)当多个推力室的试验状态不一致时，需要有能力单独调节每个推力室的试验状态。因此对于整个试验装置而言，一方面需要提供更多的推力室接口，另一方面还要保证氧化剂管路、燃料管路等众多试验条件具备灵活的调整能力。
发明内容
本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，以大幅缩短火箭发动机的研制周期、降低火箭发动机的研制成本、提高火箭发动机的研制效率。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：
一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；
所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护；所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室；
所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力；
所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂管路向四个推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力均相同；所述燃料管路向四个推力室提供的燃料流量和燃料压力均相同。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接；所述燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂调节元件位于氧化剂管路靠近推力室的氧化剂进口的一端；所述燃料调节元件位于燃料管路靠近推力室的燃料进口的一端。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂管路从氧化剂管路的入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度；所述燃料管路从燃料管路的入口到四个燃料输出口为等径、等长度。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂调节元件为节流圈或气蚀管；所述燃料调节元件为音速喷嘴。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接；所述冷却剂管路向四个推力室提供的冷却剂流量和冷却剂压力均相同。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，还包括火炬点火器，所述火炬点火器用于点燃推力室。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，还包括火炬点火器气氢管路和火炬点火器气氧管路，所述火炬点火器气氢管路用于向火炬点火器提供气氢，所述火炬点火器气氧管路用于向火炬点火器提供气氧。
上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置。
本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
(1)本发明能够大幅提升发动机的试验次数，降低试验周期，最大压缩试验周期75％；能够有效缩短火箭发动机的试验周期、降低火箭发动机的试验成本，大幅提高火箭发动机的研制效率；
(2)本发明在推进剂管路上设有调节元件，能够有效保证推进剂管路提供给四个推力室的推进剂参数一致，解决单纯依靠推进剂管路直径、长度一致无法保证推进剂参数一致的问题；
(3)本发明在每台推力室的推进剂管路上均设有调节元件，其位于推进剂管路与推力室的连接处，一方面有利于根据不同推力室的试验需求调整调节元件，另一方面也降低了单独调节元件的变化对其他推力室参数的影响；
(4)本发明装置的接口简单，有利于提升试验效率；缩短试验周期，降低研制成本；
(5)本发明的火炬点火器推进剂管路与被测推力室的推进剂管路独立，能够提供更灵活的试验参数，且避免了二者的相互影响；
(6)本发明的冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置，能够有效保证各推力室的冷却效果。
附图说明
图1为本发明氧化剂管路或燃料管路主视图；
图2为本发明氧化剂管路或燃料管路左视图；
图3为本发明氧化剂管路或燃料管路俯视图；
图4为本发明的推力室局部剖视示意图，(4a)为主视图，(4b)为剖视图，(4c)为左视图；
图5为本发明的气蚀管的剖面示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、火炬点火器、火炬点火器气氢管路、火炬点火器气氧管路、支架。其中火炬点火器用于点燃推力室，火炬点火器气氢管路用于向火炬点火器提供气氢，所述火炬点火器气氧管路用于向火炬点火器提供气氧。
所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂，氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接，一级一分二的管路如图1～图3所示，推力室的局部剖视示意图如图4中的(4a)、(4b)、(4c)所示；所述燃料管路用于向推力室提供燃料，燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护，冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接，所述冷却剂管路向四个推力室提供的冷却剂流量和冷却剂压力均相同。所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室。
所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力。通过调整氧化剂调节元件，可以使氧化剂管路向四个推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力均相同；所述氧化剂调节元件位于氧化剂管路靠近推力室的氧化剂进口的一端；所述氧化剂调节元件为节流圈或气蚀管，如图5所示。所述氧化剂管路从氧化剂管路的入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度。
所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。通过调整燃料调节元件，可以使燃料管路向四个推力室提供的燃料流量和燃料压力均相同，所述燃料调节元件位于燃料管路靠近推力室的燃料进口的一端。所述燃料调节元件为音速喷嘴。所述燃料管路从燃料管路的入口到四个燃料输出口为等径、等长度。
所述冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置。
实施例：
一种液体火箭发动机四机并联热试验装置采用采用模块化设计，整套试验装置只留试验装置与被测推力室的固定接口，及，两种推进剂(即氧化剂和燃料)和一种冷却剂的三个进口，被测推力室的连接安装固定工作方便快捷；(2)被测推力室可拆卸，方便实现不同设计方案推力室在试验装置上的快速更换，大幅缩短试验周期；(3)每台被测推力室均配置一台气氢气氧火炬点火器，点火器系统采用独立于试验装置主系统的模块化设计，确保四台火炬点火器的点火一致性不因推力室试验件的更换而发生变化；(4)不同推力室的所有同功能管路均采用等径、等走向设计，推进剂汇总管路进行均流设计，以保证不同推力室推进剂入口工作参数的一致性；(5)调节元件设置在推进剂管路上靠近推力室的一端，以保证根据不同推力室的试验条件快速便捷的更换调节元件；同时调节元件位于推进剂管路上靠近推力室的一端，单独一个推力室上游推进剂管路的调节元件更换，对其他推力室的推进剂管路参数影响更小。
具体的，一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，装置能够同时用于四个推力室的热试验，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、火炬点火器、火炬点火器气氢管路、火炬点火器气氧管路、支架。其中火炬点火器用于点燃推力室，火炬点火器气氢管路用于向火炬点火器提供气氢，火炬点火器气氧管路用于向火炬点火器提供气氧。火炬点火器气氢管路和炬点火器气氧管路独立于氧化剂管路和燃料管路，以便于二者的独立调整，能够保证火炬点火器能够适用于更多的被测推力室。
氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂，氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接；燃料管路用于向推力室提供燃料，燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接；冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护，冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接，冷却剂管路向四个推力室提供的冷却剂流量和冷却剂压力均相同。支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室。其中氧化剂管路和燃料管路的局部结构示意图如图1～图3所示，推力室的局部剖视示意图如图4所示。推力室为圆筒形，推力室的氧化剂输入口位于推力室的一端，推力室的燃料输入口位于推力室的一侧，氧化剂和燃料进入推力室混合后向推力室的另一端流动，火炬点火器接口位于推力室的一侧，将氧化剂和燃料的混合物点燃，燃烧后的燃气继续向推力室下游流动。冷却剂输入口和冷却剂输出口均对称的位于推力室的两侧，冷却剂输入口和冷却剂输出口均与推力室的内腔之间设有环腔，冷却剂在环腔内冷却推力室。图4中中间的两个冷却剂输入口和两个冷却剂输出口中，其中一个冷却剂输入口与一个冷却剂输出口相连通，使两个环腔连通，保证冷却剂从一个环腔流到下一个环腔。最右侧的环腔通过推力室内壁沟槽与其最接近的环腔连通，最左侧的环腔通过推力室内壁沟槽与其最接近的环腔连通，中部的两个环腔通过管路连通，工作过程中，冷却剂从最右侧环腔的两个冷却剂输入口输入，从最左侧环腔的两个冷却剂输出口输出，达到冷却推力室的目的。
氧化剂管路上设有气蚀管，气蚀管的剖视图如图5所示，用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力，既可以使各个被测推力室的氧化剂参数相同，也可以使各个被测推力室的氧化剂参数不同，本实施例中各个被测推力室的氧化剂参数相同。氧化剂管路从氧化剂管路的入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度。气蚀管位于氧化剂管路靠近推力室的氧化剂进口的一端。
燃料管路上设有音速喷嘴，用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。既可以使各个被测推力室的氧化剂参数相同，也可以使各个被测推力室的氧化剂参数不同，本实施例中各个被测推力室的氧化剂参数相同。燃料管路从燃料管路的入口到四个燃料输出口为等径、等长度。音速喷嘴位于燃料管路靠近推力室的燃料进口的一端。
冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置，该均流装置为圆形板状，圆形板上设有圆形通孔。
本实施例可以可靠保证四机工作参数、点火、动作的一致性，从而使四机并联热试验的模式得以实现。
一种液体火箭发动机四机并联热试验装置的具体工作方式如下，其中液体火箭发动机即为推力室：
1)将发动机安装在试验装置上(由于试验装置采用模块化设计，发动机上台，仅需进行发动机的固定及推进剂汇接口对接工作)；
2)对发动机的所有液路、气路进行冷态调试，保证四台发动机所有工作参数及响应的一致性；
3)四台发动机各配置一台点火器，对四台点火器进行点火调试，保证四台发动机点火的一致性；
4)进行四机并联热试验；
5)在不需要进行试验装置、推进剂管路等主要部件拆换的条件下，按需更换部分或全部发动机及调节元件，即可开进行后续四机并联热试验。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，其特征在于：包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；
所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护；所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室；
所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力；
所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂管路向四个推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力均相同；所述燃料管路向四个推力室提供的燃料流量和燃料压力均相同。
3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接；所述燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接。
4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂调节元件位于氧化剂管路靠近推力室的氧化剂进口的一端；所述燃料调节元件位于燃料管路靠近推力室的燃料进口的一端。
5.根据权利要求3所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂管路从氧化剂管路的入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度；所述燃料管路从燃料管路的入口到四个燃料输出口为等径、等长度。
6.根据权利要求1～5之一所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂调节元件为节流圈或气蚀管；所述燃料调节元件为音速喷嘴。
7.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接；所述冷却剂管路向四个推力室提供的冷却剂流量和冷却剂压力均相同。
8.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：还包括火炬点火器，所述火炬点火器用于点燃推力室。
9.根据权利要求8所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：还包括火炬点火器气氢管路和火炬点火器气氧管路，所述火炬点火器气氢管路用于向火炬点火器提供气氢，所述火炬点火器气氧管路用于向火炬点火器提供气氧。
10.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置。
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| CN114837852A (zh) * | 2022-04-02 | 2022-08-02 | 蓝箭航天空间科技股份有限公司 | 一种液氧甲烷多管发动机同步起动控制方法 |
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