CN111219268A - 一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置 - Google Patents

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崔明功
牛丽
张奎好
杨国
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    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
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Abstract

本发明公开了一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置，该装置由燃气导流筒、氮气引射环、氮气供气管路、氮气供气手阀、远控气动阀及气源压力表组成。发动机启动时，发动机燃气流经燃气导流筒中心，周边热气沿燃气导流筒内壁被吸入至燃气导流筒下方，实现了发动机点火燃气导流功能；发动机关机时，打开氮气供气管路阀门，高压氮气通过氮气供气管路进入氮气引射环，并经由氮气引射环上的小孔流出形成高速氮气引射流，发动机燃气被高速氮气引射流夹带至燃气导流筒下方，实现了发动机关机燃气导流功能。本发明通过发动机、燃气导流筒、氮气引射环之间的配合，解决了航天器试验时被发动机高温燃气引燃的问题。

Description

一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置
技术领域
本发明涉及一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置。
背景技术
航天器推进系统地面试验时主推发动机会模拟在天工况进行反复开关机操作，主推发动机启动时，高温燃气在对流及辐射的作用下会导致航天器上发动机周边的设备温度逐步升高，最终可能导致设备无法正常工作，为避免上述情况的发生，在航天器内部增加了多层隔热屏，但地面部分测试设备仍然会受到高温燃气的影响，另外，在发动机关机阶段，虽然发动机主阀已经关闭，但未完全燃烧的推进剂会持续燃烧一段时间，此时燃烧室内已经没有压力，因此，燃气会在浮力的作用下向上，向四周扩散，这时的多层隔热屏会持续在高温燃气的烘烤之下，导致多层隔热屏在地面有氧环境下着火，进而导致航天器着火，试验失败。落月成功的嫦娥3号着陆器地面试验时就是因为上述问题导致发生试验产品着火的重大问题。为避免上述情况的发生，需建立一套发动机燃气导流装置。
发明内容
本发明公开了一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置，由燃气导流筒、氮气引射环、远控气动阀、近端压力表、氮气供气手阀、氮气供气管路、减压器及远端压力表组成。
燃气导流筒安装在液体火箭发动机正下方，用来导流发动机燃气并隔离燃气辐射热；氮气引射环安装在液体火箭发动机正下方，紧贴燃气导流筒的正上方，用于形成高速氮气引射流；氮气供气管路安装在氮气引射环与高压氮气源之间，用于提供高压氮气；氮气供气手阀放置在氮气供气管路上靠近氮气气源的一侧，用于控制氮气供应的通断；远控气动阀放置在氮气供气管路靠近氮气引射环的一侧，用于试验期间远程控制氮气供应的通断；近端压力表放置在氮气供气管路远控气动阀与氮气供气手阀之间，用于观察减压器后的氮气压力；减压器放置在氮气供气手阀与远端压力表之间，用于调整高压氮气气源至所需压力；远端压力表放置在靠近高压氮气气源的一侧用于监测高压氮气气源压力。
发动机启动时，发动机燃气流经燃气导流筒中心，周边热气沿燃气导流筒内壁被吸入至燃气导流筒下方，实现了发动机点火燃气导流功能；发动机关机时，打开氮气供气管路阀门，高压氮气通过氮气供气管路进入氮气引射环，并经由氮气引射环上的小孔流出形成高速氮气引射流，发动机燃气被高速氮气引射流夹带至燃气导流筒下方，实现了发动机关机燃气导流功能。
本发明与现有技术相比较有如下有益效果：
(1)能够隔离高温燃气对附近地面设备造成的影响。
(2)防止发动机高温燃气导致航天器试验时着火。
附图说明
图1为航天器地面试验用发动机燃气导流装置；
图2为燃气导流装置应用示意图；
图3为氮气引射环结构示意图；
图4为氮气引射孔剖面示意图；
图中
1.燃气导流筒 2.氮气引射环 3.远控气动阀 4.近端压力表
5.氮气供气手阀 6.氮气供气管路 7.减压器 8.远端压力表
9.多层隔热屏 10.液体火箭发动机 11.航天器外包装 12.产品转接支架
13.试验平台 111.氮气引射孔
具体实施方式
下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。
本发明的系统组成如图1所示，包括燃气导流筒(1)、氮气引射环(2)、远控气动阀(3)、近端压力表(4)、氮气供气手阀(5)、氮气供气管路(6)、减压器(7)、远端压力表(8)。其中氮气引射环(2)为环形弯管设计，并在引射环上按圆周均布打孔，孔径2mm，开孔方向向内，与垂直轴线成30°(图3)。
为阐述系统工作原理，以图2为例进行分析，其组成包含燃气导流筒(1)、氮气引射环(2)、远控气动阀(3)、近端压力表(4)、氮气供气手阀(5)、氮气供气管路(6)、减压器(7)、远端压力表(8)、多层隔热屏(9)、液体火箭发动机(10)、航天器外壳(11)、产品转接支架(12)、试验平台(13)。
使用前远控气动阀(3)、氮气供气手阀(5)处于关闭状态，通过远端压力表(7)确认供气气源压力是否满足需求。如满足，则调节减压器(7)至所需试验压力，并打开氮气供气手阀(5)，当近端压力表(4)读数稳定后，关闭氮气供气手阀(5)，持续观察近端压力表(4)几分钟，如果近端压力表(4)读数没有明显变化，证明氮气供气管路(6)前半部分(后半部分默认为状态良好)及远控气动阀(3)的密封性良好，重新打开氮气供气手阀(5)。
液体火箭发动机(10)启动时，发动机燃气流经燃气导流筒(1)，周边热气被吸入至燃气导流筒(1)下方，实现了燃气导流，并防止了对流换热导致的热气扩散。另外发动机燃气周边被多层隔热屏(9)及燃气导流筒(1)覆盖，高温燃气产生的辐射热无法扩散至多层隔热屏(9)及燃气导流筒(1)外围，这防止了燃气辐射热扩散。
液体火箭发动机(10)关机时，立刻打开远控气动阀(3)，高压氮气通过氮气供气管路(6)进入氮气引射环(2)，并经由氮气引射孔(111)流出形成高速氮气引射流，发动机燃气被高速氮气引射流夹带至燃气导流筒(1)下方，使得燃气无法向上漂浮，实现了发动机关机燃气导流功能。
本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (1)

1.一种航天器地面试验用发动机燃气导流装置，由燃气导流筒、氮气引射环、远控气动阀、近端压力表、氮气供气手阀、氮气供气管路、减压器及远端压力表组成；
燃气导流筒安装在液体火箭发动机正下方，用来导流发动机燃气并隔离燃气辐射热；氮气引射环安装在液体火箭发动机正下方，紧贴燃气导流筒的正上方，用于形成高速氮气引射流；氮气供气管路安装在氮气引射环与高压氮气源之间，用于提供高压氮气；氮气供气手阀放置在氮气供气管路上靠近氮气气源的一侧，用于控制氮气供应的通断；远控气动阀放置在氮气供气管路靠近氮气引射环的一侧，用于试验期间远程控制氮气供应的通断；近端压力表放置在氮气供气管路远控气动阀与氮气供气手阀之间，用于观察减压器后的氮气压力；减压器放置在氮气供气手阀与远端压力表之间，用于调整高压氮气气源至所需压力；远端压力表放置在靠近高压氮气气源的一侧，用于监测高压氮气气源压力。
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