CN110608891A - 一种液体火箭发动机冷流试验系统及并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法 - Google Patents
一种液体火箭发动机冷流试验系统及并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法 Download PDFInfo
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Abstract
本公开提供一种火箭发动机冷流试验系统及并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法。发动机冷流试验系统包括：依次连接的冷流试验台，分流三通，两条并联的供流支路，汇流三通和供流主路。供流支路均由供流支管连接而成，其中串接有支路手阀、支路流量计、及测压三通，测压三通的通路旁路上连接有压力传感器。供流主路由供流主管连接而成，其中串接有主路手阀。每个所述供流支路中，所述测压三通均位于支路末端；连接测压三通与汇流三通的供流支管、所述汇流三通、以及连接汇流三通与所述主路手阀的供流主管，均与实际贮箱与姿控发动机之间的对应连接器件技术状态相同。同时，本公开还提供了应用上述系统进行并联贮箱推进剂输送均衡性能试验的方法。
Description
技术领域
本公开涉及液体火箭发动机领域，尤其涉及一种航天飞行器姿轨控动力系统的冷流试验系统，特别是用于获取并联贮箱推进剂输送均衡性能的试验系统及试验方法。
背景技术
姿控动力系统采用并联布置的贮箱供应推进剂时，贮箱推进剂输送通常存在流量不均衡的现象，通过开展推进剂输送系统冷流试验，可获得并联贮箱推进剂输送的均衡性能。推进剂输送系统包括有贮箱及管路结构，无流量测试装置，无法对并联贮箱的流量直接测试，需通过称重测量贮箱排液量的办法计算得到并联贮箱的输送流量。
该方案存在以下不足：1)在称重时贮箱与管路结构处于连接受力状态，对测量结果有影响，存在较大的误差；2)配置有贮箱，贮箱成本高，试验成本高；3)试验产品难以覆盖设计边界。
发明内容
本公开的目的在于克服现有技术的不足，提供一种液体火箭发动机冷流试验系统及相应的试验方法，用于获取并联贮箱推进剂输送均衡性能，解决现有技术方案试验误差大、成本高、试验产品难以覆盖设计边界的问题。
本公开提供的液体火箭发动机冷流试验系统，包括冷流试验台，分流三通，汇流三通，两条供流支路，和一条供流主路，所述冷流试验台、分流三通、供流支路、汇流三通、供流主路依次连接，构成试验液体的流经通路，其中：
冷流试验台用于存放和输出试验液体，其出口连接分流三通的入口，分流三通的两个出口各接一条供流支路，各供流支路的另一端经汇流三通与供流主路相连，供流主路的另一端则连接用于收纳试验液体的外部容器；
每个供流支路均由供流支管连接而成，其中串接有支路手阀、支路流量计、及测压三通，测压三通的通路旁路上连接有压力传感器；
供流主路由供流主管连接而成，其中串接有主路手阀；
支路手阀和主路手阀均用于调节所在通路的液体流量；支路流量计用于测量所在支路的液体流量，即试验所需获取的数值；压力传感器用于测量所在支路内的压强；
每个供流支路中，测压三通均位于支路末端，其通路出口经供流支管与汇流三通的输入口之一连接；
连接测压三通与汇流三通的供流支管、汇流三通、以及连接汇流三通与主路手阀的供流主管，均与实际贮箱与姿控发动机之间的对应连接器件技术状态相同。
进一步地，冷流试验台采用挤压式冷流试验台。
进一步地，构成供流支路的供流支管，除去连接测压三通与汇流三通的供流支管外，采用金属软管。
进一步地，每个供流支路中，测压三通的通径，以及与其通路的入口和出口连接的供流支管的通径均相等。
进一步地，每个供流支路中的测压三通为T型三通。
进一步地，每个供流支路中的压力传感器的测量精度优于 0.0025MPa，支路流量计的测量精度优于0.1％FS。
进一步地，供流主路中还串接有主路流量计，用于获取供流主路的流量。
本公开还提供了一种应用上述试验系统的并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法，包括以下步骤：
确定各供流支路中的压力传感器、以及供流主路流量应达到的数值，据此选定压力传感器和流量计的规格；
根据每个供流支路中连接测压三通和汇流三通的供流支管的通径，确定该支路中与测压三通入口连接的供流支管、以及测压三通的通径；
连接好试验系统，保持冷流试验台压力稳定，调节各支路手阀和主路手阀的开度，使得各支路压力传感器的读数、以及主路流量计读数或两支路流量计读数之和满足试验需要达到的数值；
读取各支路流量计测出的数值，并进行对比，即可获得并联贮箱推进剂输送均衡性能。
本发明提供的液体火箭发动机冷流试验系统及相应试验方法，对并联贮箱与姿控发动机之间的连接状态和供液过程，以实际产品状态为基础，进行仿真模拟，然后通过匹配手阀的开度，调节压力参数及流量参数，得到与实际推进剂输送系统相同的阻尼特性，进而配置流量计对流量精确测量，从而无需配置高成本贮箱，巧妙地满足了试验需要，解决了现有技术采用称重法获取并联贮箱推进剂输送均衡性能时存在的流量测量误差大、采用配套贮箱试验成本高、试验产品难以覆盖设计边界的问题。
与现有技术相比，本公开所述冷流试验系统，具有流量测量精度高、试验成本低、容易覆盖设计边界的优点。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。
附图说明
下面的附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。
附图标记说明：
图1-液体火箭发动机冷流试验系统示例性实施例的总体结构图；
图2-液体火箭发动机冷流试验系统具体设计举例；
图3-应用本公开所述系统测量推进剂输送均衡性能的流程图。
具体实施方式
现详细说明本发明的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本发明的限制，而应理解为是对本发明的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。
在不背离本发明的范围或精神的情况下，可对本发明说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本发明的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。
附图1中给出了本公开所述液体火箭发动机冷流试验系统优选实施例的总体结构图。如图中所示：
示例性的液体火箭发动机冷流试验系统，包括冷流试验台，分流三通，相互并联的两条供流支路，汇流三通，和一条供流主路。它们依次连接，构成试验液体的流经通路，供流主路的末端连接用于收纳试验液体的外部容器。
每条供流支路均由供流支管连接而成，其中串接有支路手阀、支路流量计、及测压三通，所述测压三通的通路旁路上连接有压力传感器；供流主路则由供流主管连接而成，其中串接有主路手阀；
上述支路手阀和主路手阀均用于调节所在通路的液体流速；支路流量计用于测量所在支路的液体流速，即试验所需获取的数值；压力传感器用于测量所在支路内的压强。
每个供流支路中，测压三通均位于支路末端，其通路出口经供流支管与所述汇流三通的输入口之一连接；该连接测压三通与汇流三通的供流支管、汇流三通、以及连接汇流三通与主路手阀的供流主管，均与实际贮箱与姿控发动机之间的对应连接器件技术状态相同。
可见，本公开所述试验系统通过采用与真实产品技术状态和连接状态相同的供流部件，并通过对冷流试验台输出液体的分流和汇流，真实模拟了并联贮箱与姿控发动机之间的连接关系，从而当供流主路上的液体流量(也即两个供流支路上的液体流量之和)等于实际并联贮箱向发动机输送推进剂的速度(已知)，且各供流支路上压力传感器的值也等于实际输液压力值(已知)的时候，各供流支路上流量计读数也就分别反映了并联贮箱与发动机之间各条支路的输送性能。
同时，通过对系统中各手阀的调节，可以很便捷的模拟试验边界条件。
上述供流主路上的液体流速、以及各供流支路上压力传感器的数值，均通过匹配所述试验系统中各个手阀的开度来保证。
本公开中，只限定测压传感器在每个供流支路的位置即支路末端，而同一支路中手阀和流量计的位置可以互换。
作为优选方案，供流支路中，除了上述有特定技术状态要求的供流支管外，其它支管采用耐压的金属软管，这类软管具有良好的耐压性。
本公开中的冷流试验台包括泵压式和挤压式。考虑适用范围的大小，本实施例中选用挤压式冷流试验台作为更加优选的方案。
作为优选方案，每个供流支路中，测压三通的通径，以及与其通路的入口和出口连接的供流支管的通径均相等，即等于实际的贮箱与姿控发动机之间的供流支管的通径，一般为Φ10mm。
作为优选方案，每个供流支路中的测压三通为T型三通。
作为优选方案，每个供流支路中的压力传感器的测量精度优于 0.0025MPa，支路流量计的测量精度优于0.1％FS。而压力传感器和各流量计的量程，需要根据实际推进剂输送系统测得的相应数值来确定。
作为优选方案，本实施例所述试验系统的供流主路中还串接有主路流量计，用于直接获取供流主路的流速。如果没有该部件，则供流主路的流速通过两条供流支路流量计的数值相加得到。
附图3中示出了应用本公开所述系统测量并联贮箱推进剂输送均衡性能的试验过程，主要包括如下步骤：
首先确定各供流支路中的压力传感器、以及供流主路流量应达到的数值，即实际并联贮箱与发动机之间各供流支路压力值及总流量值，据此选定压力传感器和流量计的规格；
根据每个供流支路中连接测压三通和汇流三通的供流支管的通径，确定该支路中与测压三通入口连接的供流支管、以及测压三通的通径；
连接好试验系统，保持冷流试验台挤压压力稳定，调整各支路手阀和主路手阀的开度，使得各支路压力传感器的读数、以及主路流量计读数(或支路流量计读数之和)满足试验需要达到的数值；
读取各支路流量计的读数，据此试验数据进一步分析获得贮箱推进剂输送流量分配特性。
应用举例：
附图2中示出了根据本公开得到的一种液体发动机冷流试验系统，如图所示，该系统包括，挤压式冷流试验台(1)、第一辅助三通 (2)、第一辅助支管(3)、第二辅助支管(5)、第三辅助支管(7)、第四辅助支管(11)、第五辅助支管(13)、第六辅助支管(15)、第一手阀(4)、第一流量计(6)、第二辅助三通(9)、第一压力传感器 (8)、第二手阀(12)、第二流量计(14)、第三辅助三通(17)、第二压力传感器(16)、第一产品分支管(10)、第二产品分支管(18)、第一产品三通(19)、第一产品主管(20)、第三流量计(21)、第一辅助主管(22)、第三手阀(23)；
所述挤压式冷流试验台(1)出口与第一辅助三通(2)入口相连；
所述第一辅助支管(3)入口与第一辅助三通(2)第一出口相连，出口与第一手阀(4)入口相连；所述第二辅助支管(5)入口与第一手阀(4)出口相连，出口与第一流量计(6)入口相连；所述第三辅助支管(7)入口与第一流量(6)计出口相连，出口与第二辅助三通(9)入口相连；
所述第四辅助支管(11)入口与第一辅助三通(2)第二出口相连，出口与第二手阀(12)入口相连；所述第五辅助支管(13)入口与第二手阀(12)出口相连，出口与第二流量计(14)入口相连；所述第六辅助支管(15)入口与第二流量计(14)出口相连，出口与第三辅助三通(17)入口相连；
所述第一产品分支(10)入口与第二辅助三通(9)第一出口相连，出口与第一产品三通(19)第一入口相连；所述第二产品分支(18) 入口与第三辅助三通(17)第一出口相连，出口与所述第一产品三通 (19)第二入口相连；
所述第一产品主管(20)入口与第一产品三通(19)出口相连，出口与第三流量计(21)入口相连；所述第一辅助主管(22)入口与第三流量计(21)出口相连，出口与第三手阀(23)入口相连；
所述第一压力传感器(8)安装于第二辅助三通(9)的第二出口，所述第二压力传感器(16)安装于第三辅助三通(17)的第二出口；
所述第二辅助三通(9)第二出口位于通的旁路，所述第三辅助三通(17)第二出口位于通的旁路。
其中，第一产品分支管(10)、第二产品分支管(18)、第一产品三通(19)、第一产品主管(20)的产品状态及连接状态，与实际的推进剂输送系统对应产品设计状态保持一致；
所述第三辅助支管(7)、第二辅助三通(9)的通径与第一产品分支管(10)通径相等，为Φ10mm；第六辅助支管(15)、第三辅助三通(17)的通径与第二产品分支管(18)通径相等，为Φ10mm；
所述第二辅助三通(9)、第三辅助三通(17)为T型三通。
试验过程中第一压力传感器(8)、第二压力传感器(16)、第三流量计(21)测出的数值应满足给定的条件，据此选定相应部件的规格和精度：
第一、第二压力传感器的数值要求为3.0～3.05MPa，因此，选定第一、第二压力传感器的量程为4MPa，测量精度为0.002MPa；
第三流量计的数值要求最大为766g/s，选定第一、第二、第三流量计的量程为1kg/s，其中第一、第二流量计测量精度为0.1％FS。
在试验过程中，通过匹配第一手阀(4)、第二手阀(12)和第三手阀(23)的开度，使得第一压力传感器(8)、第二压力传感器(16) 和第三流量计(21)测出的数值满足给定值时，第一流量计(6)、第二流量计(14)的数值即为试验所需获取的数值。
试验时，第一压力传感器的数值要求为3.0MPa，第二压力传感器的数值要求为3.05MPa，所述第三流量计的数值要求为766g/s，通过匹配第一手阀、第二手阀和第三手阀的开度，使得第一压力传感器的数值为3.000MPa、第二压力传感器的数值为3.050MPa、第三流量计21的数值为766g/s(会存在一定误差)，记录此时第一流量计、第二流量计的数值。
可以进一步调节第一、第二和第三手阀的开度，使得第一、第二压力传感器或第三流量计21的数值覆盖试验边界值，进而获取在试验边界条件下第一、第二流量计的数值。
以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。
Claims (8)
1.一种液体火箭发动机冷流试验系统，包括冷流试验台，其特征在于，还包括：分流三通，汇流三通，两条供流支路，和一条供流主路，所述冷流试验台、分流三通、供流支路、汇流三通、供流主路依次连接，构成试验液体的流经通路，其中：
所述冷流试验台用于存放和输出试验液体，其出口连接所述分流三通的入口，分流三通的两个出口各接一条所述供流支路，各所述供流支路的另一端经所述汇流三通与所述供流主路相连，所述供流主路的另一端则连接用于收纳试验液体的外部容器；
每个所述供流支路均由供流支管连接而成，其中串接有支路手阀、支路流量计、及测压三通，所述测压三通的通路旁路上连接有压力传感器；
所述供流主路由供流主管连接而成，其中串接有主路手阀；
所述支路手阀和主路手阀均用于调节所在通路的液体流量；所述支路流量计用于测量所在支路的液体流量，即试验所需获取的数值；压力传感器用于测量所在支路内的压强；
每个所述供流支路中，所述测压三通均位于支路末端，其通路出口经供流支管与所述汇流三通的输入口之一连接；
连接所述测压三通与汇流三通的供流支管、所述汇流三通、以及连接所述汇流三通与所述主路手阀的供流主管，均与实际贮箱与姿控发动机之间的对应连接器件技术状态相同。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机冷流试验系统，其特征在于，所述冷流试验台采用挤压式冷流试验台。
3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机冷流试验系统，其特征在于，构成所述供流支路的供流支管，除去连接所述测压三通与汇流三通的供流支管外，采用金属软管。
4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机冷流试验系统，其特征在于，每个所述供流支路中，所述测压三通的通径，以及与其通路的入口和出口连接的供流支管的通径均相等。
5.根据权利要求1所述的液体火箭发动机冷流试验系统，其特征在于，每个所述供流支路中的所述测压三通为T型三通。
6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机冷流试验系统，其特征在于，每个所述供流支路中的所述压力传感器的测量精度优于0.0025MPa，所述支路流量计的测量精度优于0.1％FS。
7.根据权利要求1所述的液体火箭发动机冷流试验系统，其特征在于，所述供流主路中还串接有主路流量计，用于获取所述供流主路的流量。
8.一种应用权利要求1到7中任一项试验系统的并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法，其特征在于，包括以下步骤：
确定各供流支路中的压力传感器、以及供流主路流量应达到的数值，据此选定压力传感器和流量计的规格；
根据每个供流支路中连接测压三通和汇流三通的供流支管的通径，确定该支路中与测压三通入口连接的供流支管、以及测压三通的通径；
连接好试验系统，保持冷流试验台压力稳定，调节各支路手阀和主路手阀的开度，使得各支路压力传感器的读数、以及主路流量计读数或两支路流量计读数之和满足试验需要达到的数值；
读取各支路流量计测出的数值，并进行对比，即可获得并联贮箱推进剂输送均衡性能。
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Legal Events
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|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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