CN109630322A - 一种火箭发动机推力室试验方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种火箭发动机推力室试验方法。所述方法包括对发动机进行开机操作；在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖发动机进行推力室试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量；对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于推进剂阀门最大开启压力值；进而采用常规的推进剂阀门就可以实现在发动机所处的不同工况范围进行试验，无需单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，降低了试验成本，缩短了试验周期。

Description

一种火箭发动机推力室试验方法
技术领域
本发明涉及火箭技术领域，具体涉及一种火箭发动机推力室试验方法。
背景技术
目前，大推力的液体火箭发动机在实际工作中，燃料和氧化剂等推进剂会经过管道，通过控制管道通断的阀门后至推力室，通过点火器点火，氧化剂和燃料燃烧产生的燃气在推力室中喷出，实现火箭发动机的推动功能。液体火箭发动机在实际工作中，火箭发动机在供应推进剂时，会采用泵压供应系统供应带有一定压力的推进剂，使得液体火箭发动机能够处于较佳的工况，获得较佳的推进力。
现有技术中，不同型号火箭发动机研制过程中，首先需要通过火箭发动机推力室试验进行测量，通过注入不同压力值的推进剂，相应配套的推进剂阀门对应于发动机的开机和关机操作，对不同压力值推进剂所处管道进行打开和关闭。
而目前，在通过火箭发动机推力室试验对发动机工况进行试验测量时，火箭发动机试验所需的工作范围是远大于火箭发动机在实际工作中的工作范围，对应的在火箭发动机推力室试验过程中，除了采用火箭发动机在实际工作中所采用的配件，还需针对存在的高压推进剂的方案，单独设计与高压推进剂方案相适配的配件对原有的配件进行替换，以使得试验方案能够实现。以推进剂阀门为例，还需针对存在的高压推进剂的方案，单独设计与高压推进剂方案相适配的高压推进剂阀门对常规的推进剂阀门进行替换，但火箭发动机领域属于特殊领域，对阀门的精度、应用环境等具有较高的要求，属于非标设计，如果单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，会使得火箭发动机推力室试验成本过高，试验所需周期增长，同时试验的可靠性也会受到影响。
发明内容
本发明的主要目的在于提供一种火箭发动机推力室试验方法，以实现在火箭发动机所处的不同工况范围进行试验的同时，解决现有技术中火箭发动机推力室试验时成本较高的问题。
为实现上述目的，本发明提供了一种火箭发动机推力室试验方法，包括：
对发动机进行开机操作；
在所述发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，所述推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值；
对所述推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖所述发动机进行推力室试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量；
对所述推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于所述推进剂阀门最大开启压力值；
对发动机进行关机操作。
进一步地，所述初始压力值为所述发动机进行推力室试验中不同工况下的最低压力值。
进一步地，所述初始压力值的连续变换包括所述发动机进行推力室试验中不同工况下的最低压力值连续变换至所述发动机进行推力室试验中不同工况下的最高压力值。
进一步地，所述发动机的开机操作包括发动机的点火操作。
进一步地，所述发动机的开机操作还包括进行打开推进剂阀门的操作。
进一步地，所述发动机的关机操作包括发动机的熄火操作。
进一步地，所述发动机的开机操作还包括进行关闭推进剂阀门的操作。
进一步地，所述推进剂通道包括燃料通道以及氧化剂通道，所述推进剂阀包括设置在所述燃料通道中的燃料主阀，以及设置在所述氧化剂通道中的氧化剂主阀。
进一步地，所述推进剂阀还包括设置在所述燃料通道中的燃料泄出阀，以及设置在所述氧化剂通道中的氧化剂泄出阀。
进一步地，所述燃料通道包括燃料汽蚀管，所述氧化剂通道包括氧化剂汽蚀管。
本发明技术方案，具有如下优点：
1.本发明提供的火箭发动机推力室试验方法中，在对火箭发动机不同工况下的数据进行测量时，由于在对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量过程中，在获取试验数据的同时，并不涉及推进剂阀门的开启和关闭操作，即使测量时推进剂的压力值超过推进剂阀门的最大开启压力值，也不会对推进剂阀门产生损坏以及产生不利影响，而在涉及推进剂阀门的开启和关闭操作的发动机开机操作和关机操作中，推进剂的压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值，同样不会对推进剂阀门产生损坏以及产生不利影响，进而采用常规的推进剂阀门就可以实现在火箭发动机所处的不同工况范围进行试验，无需单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，降低了试验成本，缩短了试验周期。
2.本发明提供的火箭发动机推力室试验方法中，初始压力值为发动机进行推力室试验中不同工况下的最低压力值，进而简化了试验步骤，同时试验过程中不会涉及推进剂阀门的开启和关闭操作，避免高压对常规的推进剂阀门产生损坏。
3.本发明提供的火箭发动机推力室试验方法中，初始压力值的连续变换包括发动机进行推力室试验中不同工况下的最低压力值连续变换至发动机进行推力室试验中不同工况下的最高压力值，进而整个试验过程中在获得相关参数的同时，试验的时间和步骤可以得到简化，进一步减低了试验所需周期。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。在附图中：
图1为本发明实施例中火箭发动机推力室试验方法的流程结构示意图。
图2为本发明实施例中火箭发动机推力室试验中的结构示意图。
其中，上述附图中的附图标记为：
1、推力室；2、点火器；3、燃料主阀；4、氧化剂主阀；5、燃料泄出阀；6、氧化剂泄出阀；9、燃料汽蚀管；10、氧化剂汽蚀管。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
如图1和图2所示，根据本实施例中的火箭发动机推力室试验方法包括如下步骤：
S10：对发动机进行开机操作；
S20：在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大压力值；
S30：对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖发动机进行推力室1试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况的数据进行测量；
S40：对推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于推进剂阀门最大开启压力值；
S50：对发动机进行关机操作。
进而采用本实施例中的火箭发动机推力室试验方法，在对火箭发动机不同工况下的数据进行测量时，由于在对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量过程中，在获取试验数据的同时，并不涉及推进剂阀门的开启和关闭操作，即使测量时推进剂的压力值超过推进剂阀门的最大开启压力值，也不会对推进剂阀门产生损坏以及产生不利影响，而在涉及推进剂阀门的开启和关闭操作的发动机开机操作和关机操作中，推进剂的压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值，同样不会对推进剂阀门产生损坏以及产生不利影响，进而采用常规的推进剂阀门就可以实现在火箭发动机所处的不同工况范围进行试验，无需单独设计或采购与高压推进剂方案相适配的高压阀门，降低了试验成本，缩短了试验周期。
具体地，在试验过程中，初始压力值为发动机进行推力室1试验中不同工况下的最低压力值。以火箭发动机在实际工作中工况对应的推进剂的压力值为5Mpa为例，试验过程中的推进剂的压力值范围为3Mpa-8Mpa之间，在其他调节不变的条件下，将推进剂的压力值从3Mpa开始进行连续的变换，对不同推进剂的压力值连续变换至3Mpa、4Mpa、5Mpa、6Mpa等不同压力值的工况下对发动机推理室的相关参数进行测量，简化了试验步骤，同时试验过程中不进行推进剂阀门的开启和关闭操作，避免高压状态下常规的推进剂阀门无法开启或关闭甚至损坏的问题。
优选地，初始压力值的连续变换包括发动机进行推力室1试验中不同工况下的最低压力值连续变换至发动机进行推力室1试验中不同工况下的最高压力值，以试验过程中的推进剂的压力值范围为3Mpa-8Mpa之间为例，进行试验时推进剂的压力值从连续从3Mpa至8Mpa进行变换，进而整个试验过程中在获得相关参数的同时，试验的时间和步骤可以得到简化，进一步减低了试验所需周期。
具体地，本实施例中的发动机的开机操作包括发动机的点火操作，通过点火器2实现点火操作，发动机的开机操作还包括进行打开推进剂阀门的操作。在实际试验过程中，可以先进行打开推进剂阀门的操作，进行发动机的点火操作，然后在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂。也可以是先在发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，然后进行打开推进剂阀门的操作，然后进行发动机的点火操作。上述操作顺序时候不受本实施例限定的。
具体地，发动机的关机操作包括发动机的熄火操作。发动机的开机操作还包括进行关闭推进剂阀门的操作。
进一步参见图2，本实施例中的推进剂通道包括燃料通道以及氧化剂通道，燃料通道用于燃料的提供，氧化剂通道用于氧化剂的提供。推进剂阀具体包括设置在燃料通道中的燃料主阀3，以及设置在氧化剂通道中的氧化剂主阀4，通过燃料主阀3对燃料通道中的燃料进行调节，通过氧化剂主阀4对氧化剂通道中的氧化剂进行调节。推进剂阀还包括设置在燃料通道中的燃料泄出阀5，以及设置在氧化剂通道中的氧化剂泄出阀6，可分别用于对燃料通道中的燃料进行辅助调节，以及对氧化剂通道中的氧化剂进行辅助调节。
优选地，本实施例中的燃料通道包括燃料汽蚀管9，氧化剂通道包括氧化剂汽蚀管10，可起到一个测量和精确控制的功能，保证了试验过程中试验数据的精准性。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，包括：
对发动机进行开机操作；
在所述发动机的推进剂通道中注入初始压力值的推进剂，所述推进剂的初始压力值小于推进剂阀门的最大开启压力值；
对所述推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换，使得连续变换的压力值的范围覆盖所述发动机进行推力室(1)试验中不同工况下压力值的范围，并对不同推进剂压力值对应工况下的数据进行测量；
对所述推进剂通道中推进剂的压力值进行连续变换至小于所述推进剂阀门最大开启压力值；
对发动机进行关机操作。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述初始压力值为所述发动机进行推力室(1)试验中不同工况下的最低压力值。
3.根据权利要求2所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述初始压力值的连续变换包括所述发动机进行推力室(1)试验中不同工况下的最低压力值连续变换至所述发动机进行推力室(1)试验中不同工况下的最高压力值。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述发动机的开机操作包括发动机的点火操作。
5.根据权利要求4所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述发动机的开机操作还包括进行打开推进剂阀门的操作。
6.根据权利要求1至3中任一项所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述发动机的关机操作包括发动机的熄火操作。
7.根据权利要求6所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述发动机的开机操作还包括进行关闭推进剂阀门的操作。
8.根据权利要求1至3中任一项所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述推进剂通道包括燃料通道以及氧化剂通道，所述推进剂阀包括设置在所述燃料通道中的燃料主阀(3)，以及设置在所述氧化剂通道中的氧化剂主阀(4)。
9.根据权利要求8所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述推进剂阀还包括设置在所述燃料通道中的燃料泄出阀(5)，以及设置在所述氧化剂通道中的氧化剂泄出阀(6)。
10.根据权利要求8所述的火箭发动机推力室试验方法，其特征在于，所述燃料通道包括燃料汽蚀管(9)，所述氧化剂通道包括氧化剂汽蚀管(10)。
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