CN111305974B - 一种多功能集成燃烧组件测试装置 - Google Patents
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Abstract
一种多功能集成燃烧组件测试装置，包括预燃室试验件、推力室试验件、预燃室点火器、推力室点火器、推进剂供应系统和流量控制系统。推力室试验件包括燃烧室试验件、再生冷却喷管试验件和气膜冷却单壁喷管试验件，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；预燃室试验件包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换。本发明实现一套试验装置可以同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核的目的。
Description
技术领域
本发明涉及一种多功能集成燃烧组件测试装置，属于氢氧火箭发动机试验技术领域。
背景技术
目前我国尚不具备大推力氢氧火箭发动机燃烧组件高压挤压热试车的条件，因此研制初期为考核优选燃烧组件设计方案，只能通过缩比热试车的方式来进行模拟研究。传统上的做法一般是喷注器、身部传热和喷管传热分别设计试验件，分别通过热试车考核，且研究重点一般聚焦于喷注器方案，身部和喷管方案一般采用工艺件，仅考虑热防护可靠即可。近年来随着重型运载火箭大推力高压补燃循环氢氧火箭发动机的关键技术攻关，其特有预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性，以及推力室自身的高压大热流身部、再生冷却喷管、单壁气膜冷却喷管等特有属性和关键技术均需要开展热试验考核，传统上的仅仅开展喷注器缩尺热试验考核的燃烧组件设计和试验方法已不满足研制需求。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种多功能集成燃烧组件测试装置，能够同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核。
本发明的技术解决方案是：
一种多功能集成燃烧组件测试装置，包括预燃室试验件、推力室试验件、预燃室点火器、推力室点火器、推进剂供应系统和流量控制系统；
推力室试验件包括燃烧室试验件、再生冷却喷管试验件和气膜冷却单壁喷管试验件，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；
预燃室试验件包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换；预燃室喷注器由预燃室液氧头腔和预燃室液氢头腔组成；预燃室试验件在考核自身设计方案的同时，负责为下游的燃烧室试验件提供燃气源；
预燃室点火器安装在预燃室喷注器上，在控制系统控制下点火，在预燃室试验件内引燃自预燃室液氧头腔和预燃室液氢头腔喷注出的推进剂；
燃烧室试验件包括燃烧室喷注器和燃烧室身部，燃烧室喷注器和燃烧室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换；其中燃烧室喷注器由燃烧室燃气头腔、燃烧室液氧头腔和燃烧室气氢头腔三路三个腔体组成，燃烧室身部底端设置有燃烧室冷却氢入口集合器；推力室点火器安装在燃烧室喷注器上，在控制系统控制下点火，在燃烧室试验件内引燃自燃烧室燃气头腔、燃烧室液氧头腔和燃烧室气氢头腔喷注出的推进剂；
再生冷却喷管试验件的头部设置有再生冷却喷管冷却氢入口集合器，底部设置有再生冷却喷管冷却氢出口集合器，再生冷却喷管冷却氢出口集合器的一端设置有冷却氢排放口；燃烧室身部上设置有燃烧室冷却氢出口集合器，燃烧室冷却氢出口集合器与再生冷却喷管冷却氢入口集合器通过金属软管实现串联；
气膜冷却单壁喷管试验件小端设置有单壁喷管气膜冷却氢入口集合器，大端为推力室燃气排放口；
推进剂供应系统用于为所述多功能集成燃烧组件测试装置提供推进剂；流量控制系统用于控制所述多功能集成燃烧组件测试装置各管路的流量。
预燃室试验件和燃烧室试验件分别设置喷前压力测点、室压测点、振动测点及温度测点，综合评估其燃烧工作特性；
燃烧室试验件和再生冷却喷管试验件的冷却剂流路出口分别设置冷却剂出口温度测点和压力测点，采用分段冷却温升和压降测量结构实现推力室沿程不同截面热流和流阻分布信息的采集；
燃烧室试验件、再生冷却喷管试验件和气膜冷却单壁喷管试验件的室壁上分别设置有壁温测点和燃气压力测点，通过不同截面燃气压力和壁温的测量获取燃烧室沿程不同截面的压力分布及热力损失信息。
在预燃室试验件通过涡轮喷嘴模拟件和预燃室出口弯管与燃烧室试验件连接，用于模拟涡轮压比。
推进剂供应系统包括氧化剂贮箱、燃料贮箱、氢气瓶、燃料控制阀、氧化剂控制阀、氢气主阀、预燃室氧阀、预燃室氢阀、推力室氧阀、推力室氢阀、推力室气氢阀和单壁喷管气膜冷却控制阀；
燃料贮箱的输出管路与燃料控制阀的入口连接，燃料控制阀的出口通过管路分别与预燃室氢阀入口、推力室氢阀入口连接，预燃室氢阀出口通过管路与预燃室液氧头腔连接，推力室氢阀出口通过管路与燃烧室冷却氢入口集合器连接；
氧化剂贮箱的输出管路与氧化剂控制阀的入口连接，氧化剂控制阀的出口通过管路分别与预燃室氧阀入口、推力室氧阀入口连接，预燃室氧阀出口通过管路与预燃室液氢头腔连接，推力室氧阀出口通过管路与燃烧室液氧头腔连接；
氢气瓶的输出管路与氢气主阀的入口连接，氢气主阀的出口通过管路分别与推力室气氢阀入口、单壁喷管气膜冷却控制阀入口连接，推力室气氢阀出口通过管路与燃烧室气氢头腔连接，单壁喷管气膜冷却控制阀出口与单壁喷管气膜冷却氢入口集合器连接。
在燃烧室冷却氢出口集合器后设置冷却氢分流排放口。
流量控制系统包括预燃室氧气蚀管、预燃室氢气蚀管、推力室氧气蚀管、推力室氢气蚀管、冷却氢排放节流圈、推力室气氢节流圈和单壁喷管气膜冷却气氢节流圈；
预燃室氧气蚀管设置在预燃室氧阀的入口处，预燃室氢气蚀管设置在预燃室氢阀的入口处，推力室氧气蚀管设置在推力室氧阀的入口处，推力室气氢节流圈设置在推力室气氢阀的入口处，推力室氢气蚀管设置在燃烧室冷却氢入口集合器前端，单壁喷管气膜冷却气氢节流圈设置在单壁喷管气膜冷却氢入口集合器前端，冷却氢排放节流圈设置在冷却氢排放口处。
流量控制系统还包括冷却氢分流节流圈，冷却氢分流节流圈设置在冷却氢分流排放口处。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
本发明采用燃烧组件测试装置的多功能集成化设计，实现一套试验装置可以同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核的目的，尽可能多的获取推力室和预燃室的燃烧特性、传热流阻特性和二者之间的工作匹配性等关键设计信息，一次热试验可同时考核推力室和预燃室两大燃烧组件，以及二者之间的影响，最终在最大化节省研制成本、缩短周期的前提下，充分研究各种设计参数的影响。
附图说明
图1为本发明组成结构图。
具体实施方式
本发明克服现有缩比试验用燃烧装置设计和试验技术的不足，提供一种适用于高压补燃循环氢氧火箭发动机推力室和预燃室性能研究的，可实现各自燃烧特性和传热流阻特性以及二者工作匹配性等多功能测量的多功能集成燃烧组件测试装置，实现一套试验件尽可能多的获取关键设计信息，一次热试验考核多个组件方案的目的。
本发明的思路如下：
1)在测试装置设计上，通过合理配置流路和控制阀门保证推力室和预燃室联试参数的匹配性，可以实现一次试验同时考核两种燃烧组件的设计方案及二者参数匹配性，将试验数量和试验周期大幅缩短。
2)在燃烧试验件设计上，推力室采用分段串联组合式设计，将整个试验件分为喷注器、身部、再生冷却喷管上段和气膜冷却喷管下段共4部分，各部分均可拆换，通过不同的组合可以模拟考核不同部件的技术方案；其中后三部分分别采用模拟全尺寸产品最高气壁温和关键结构参数的原则，通过分段冷却剂温升的测量和气壁温测量等手段可以获取沿程不同截面热流分布和热防护信息的采集。
如图1所示，本发明多功能集成燃烧组件测试装置，包括预燃室试验件1、推力室试验件、预燃室点火器5、推力室点火器6、推进剂供应系统和流量控制系统，主要应用于高压补燃循环火箭发动机高压大热流推力室和预燃室性能的热试验研究。
推力室试验件包括燃烧室试验件2、再生冷却喷管试验件3和气膜冷却单壁喷管试验件4，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；
预燃室试验件1包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换；预燃室喷注器由预燃室液氧头腔33和预燃室液氢头腔34组成；预燃室试验件1在考核自身设计方案的同时，负责为下游的燃烧室试验件2提供燃气源。
预燃室点火器5安装在预燃室喷注器上，在控制系统控制下点火，在预燃室试验件1内引燃自预燃室液氧头腔33和预燃室液氢头腔34喷注出的推进剂。
燃烧室试验件2包括燃烧室喷注器和燃烧室身部，燃烧室喷注器和燃烧室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换；其中燃烧室喷注器由燃烧室燃气头腔30、燃烧室液氧头腔31和燃烧室气氢头腔32三路三个腔体组成，燃烧室身部底端设置有燃烧室冷却氢入口集合器36；推力室点火器6安装在燃烧室喷注器上，在控制系统控制下点火，在燃烧室试验件2内引燃自燃烧室燃气头腔30、燃烧室液氧头腔31和燃烧室气氢头腔32喷注出的推进剂。
再生冷却喷管试验件3的头部设置有再生冷却喷管冷却氢入口集合器38，底部设置有再生冷却喷管冷却氢出口集合器39，再生冷却喷管冷却氢出口集合器39的一端设置有冷却氢排放口28；燃烧室身部上设置有燃烧室冷却氢出口集合器37，燃烧室冷却氢出口集合器37与再生冷却喷管冷却氢入口集合器38通过金属软管实现串联。
气膜冷却单壁喷管试验件4小端设置有单壁喷管气膜冷却氢入口集合器40，底大端为推力室燃气排放口29。
推进剂供应系统用于为所述多功能集成燃烧组件测试装置提供推进剂；流量控制系统用于控制所述多功能集成燃烧组件测试装置各管路的流量。
在预燃室试验件1通过涡轮喷嘴模拟件41和预燃室出口弯管35与燃烧室试验件2连接，用于模拟涡轮压比。
预燃室试验件1和燃烧室试验件2分别设置喷前压力测点、室压测点、振动测点及温度测点，综合评估其燃烧工作特性；
燃烧室试验件2和再生冷却喷管试验件3的冷却剂流路出口分别设置冷却剂出口温度测点和压力测点，采用分段冷却温升和压降测量结构实现推力室沿程不同截面热流和流阻分布信息的采集；
燃烧室试验件2、再生冷却喷管试验件3和气膜冷却单壁喷管试验件4的室壁上分别设置有壁温测点和燃气压力测点，通过不同截面燃气压力和壁温的测量获取燃烧室沿程不同截面的压力分布及热力损失信息。
推进剂供应系统包括氧化剂贮箱7、燃料贮箱8、氢气瓶9、燃料控制阀10、氧化剂控制阀11、氢气主阀12、预燃室氧阀13、预燃室氢阀14、推力室氧阀15、推力室氢阀16、推力室气氢阀17和单壁喷管气膜冷却控制阀18；
燃料贮箱8的输出管路与燃料控制阀10的入口连接，燃料控制阀10的出口通过管路分别与预燃室氢阀14入口、推力室氢阀16入口连接，预燃室氢阀14出口通过管路与预燃室液氧头腔33连接，推力室氢阀16出口通过管路与燃烧室冷却氢入口集合器36连接；
氧化剂贮箱7的输出管路与氧化剂控制阀11的入口连接，氧化剂控制阀11的出口通过管路分别与预燃室氧阀13入口、推力室氧阀15入口连接，预燃室氧阀13出口通过管路与预燃室液氢头腔34连接，推力室氧阀15出口通过管路与燃烧室液氧头腔31连接；
氢气瓶9的输出管路与氢气主阀12的入口连接，氢气主阀12的出口通过管路分别与推力室气氢阀17入口、单壁喷管气膜冷却控制阀18入口连接，推力室气氢阀17出口通过管路与燃烧室气氢头腔32连接，单壁喷管气膜冷却控制阀18出口与单壁喷管气膜冷却氢入口集合器40连接。在燃烧室冷却氢出口集合器37后设置冷却氢分流排放口27。
流量控制系统包括预燃室氧气蚀管19、预燃室氢气蚀管20、推力室氧气蚀管21、推力室氢气蚀管22、冷却氢分流节流圈23、冷却氢排放节流圈24、推力室气氢节流圈25和单壁喷管气膜冷却气氢节流圈26。
预燃室氧气蚀管19设置在预燃室氧阀13的入口处，预燃室氢气蚀管20设置在预燃室氢阀14的入口处，推力室氧气蚀管21设置在推力室氧阀15的入口处，推力室气氢节流圈25设置在推力室气氢阀17的入口处，推力室氢气蚀管22设置在燃烧室冷却氢入口集合器36前端，冷却氢分流节流圈23设置在冷却氢分流排放口27处。单壁喷管气膜冷却气氢节流圈26设置在单壁喷管气膜冷却氢入口集合器40前端，冷却氢排放节流圈24设置在冷却氢排放口28处。
本发明中，燃烧室试验件2的冷却剂采用逆流方式，从燃烧室冷却氢入口集合器36进入，由燃烧室冷却氢出口集合器37流出，再由再生冷却喷管冷却氢入口集合器38流入，最终由再生冷却喷管冷却氢出口集合器39后的冷却氢排放口28排出。其中在燃烧室冷却氢入口集合器36前设置推力室氢气蚀管22，是为了控制燃烧室试验件2的冷却剂流量；在再生冷却喷管冷却氢出口集合器39前设置冷却氢排放节流圈24，用以控制冷却剂压力；在燃烧室冷却氢出口集合器37后设置冷却氢分流节流圈23和冷却氢分流排放口27，用以调节再生冷却喷管试验件3的冷却剂流量。气膜冷却单壁喷管试验件通过在单壁喷管气膜冷却氢入口集合器40前设置的气氢节流圈26调整控制冷却流量。
预燃室和燃烧室的氧化剂由氧化剂贮箱7供应；预燃室的燃料和燃烧室的冷却剂由燃料贮箱8供应；燃烧室气氢燃料和单壁喷管气膜冷却剂由氢气瓶9供应。预燃室和燃烧室喷注器分别在氧化剂路、燃料路设置氧化剂流量调节元件和燃料流量调节元件，以实现每一路流量的精确控制。
本发明通过燃烧组件试验件和测试装置的多功能集成化设计，实现一套试验装置可以同时对推力室喷注器、身部和喷管传热流阻、预燃室喷注器和燃烧室设计方案以及补燃循环火箭发动机特有的预燃室和推力室之间的压力脉动传递特性进行试验考核的目的，尽可能多的获取推力室和预燃室的燃烧特性和传热流阻特性等关键设计信息，一次热试验可同时考核推力室和预燃室两大燃烧组件，以及二者之间的影响，最终在最大化节省研制成本、缩短周期的前提下，充分研究各种设计参数的影响。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。
Claims (3)
1.一种多功能集成燃烧组件测试装置，其特征在于：包括预燃室试验件(1)、推力室试验件、预燃室点火器(5)、推力室点火器(6)、推进剂供应系统和流量控制系统；
推力室试验件包括燃烧室试验件(2)、再生冷却喷管试验件(3)和气膜冷却单壁喷管试验件(4)，三者采用法兰顺次连接，能够实现不同设计方案的组合拆换；
预燃室试验件(1)包括预燃室喷注器和预燃室身部，预燃室喷注器和预燃室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换；预燃室喷注器由预燃室液氧头腔(33)和预燃室液氢头腔(34)组成；预燃室试验件(1)在考核自身设计方案的同时，负责为下游的燃烧室试验件(2)提供燃气源；
预燃室点火器(5)安装在预燃室喷注器上，在控制系统控制下点火，在预燃室试验件(1)内引燃自预燃室液氧头腔(33)和预燃室液氢头腔(34)喷注出的推进剂；
燃烧室试验件(2)包括燃烧室喷注器和燃烧室身部，燃烧室喷注器和燃烧室身部采用法兰连接，方便实现不同设计方案的组合拆换；其中燃烧室喷注器由燃烧室燃气头腔(30)、燃烧室液氧头腔(31)和燃烧室气氢头腔(32)三路三个腔体组成，燃烧室身部底端设置有燃烧室冷却氢入口集合器(36)；推力室点火器(6)安装在燃烧室喷注器上，在控制系统控制下点火，在燃烧室试验件(2)内引燃自燃烧室燃气头腔(30)、燃烧室液氧头腔(31)和燃烧室气氢头腔(32)喷注出的推进剂；
再生冷却喷管试验件(3)的头部设置有再生冷却喷管冷却氢入口集合器(38)，底部设置有再生冷却喷管冷却氢出口集合器(39)，再生冷却喷管冷却氢出口集合器(39)的一端设置有冷却氢排放口(28)；燃烧室身部上设置有燃烧室冷却氢出口集合器(37)，燃烧室冷却氢出口集合器(37)与再生冷却喷管冷却氢入口集合器(38)通过金属软管实现串联；
气膜冷却单壁喷管试验件(4)小端设置有单壁喷管气膜冷却氢入口集合器(40)，大端为推力室燃气排放口(29)；
推进剂供应系统用于为所述多功能集成燃烧组件测试装置提供推进剂；流量控制系统用于控制所述多功能集成燃烧组件测试装置各管路的流量；
预燃室试验件(1)和燃烧室试验件(2)分别设置喷前压力测点、室压测点、振动测点及温度测点，综合评估其燃烧工作特性；
燃烧室试验件(2)和再生冷却喷管试验件(3)的冷却剂流路出口分别设置冷却剂出口温度测点和压力测点，采用分段冷却温升和压降测量结构实现推力室沿程不同截面热流和流阻分布信息的采集；
燃烧室试验件(2)、再生冷却喷管试验件(3)和气膜冷却单壁喷管试验件(4)的室壁上分别设置有壁温测点和燃气压力测点，通过不同截面燃气压力和壁温的测量获取燃烧室沿程不同截面的压力分布及热力损失信息；
在燃烧室冷却氢出口集合器(37)后设置冷却氢分流排放口(27)；
流量控制系统包括预燃室氧气蚀管(19)、预燃室氢气蚀管(20)、推力室氧气蚀管(21)、推力室氢气蚀管(22)、冷却氢排放节流圈(24)、推力室气氢节流圈(25)和单壁喷管气膜冷却气氢节流圈(26)；
预燃室氧气蚀管(19)设置在预燃室氧阀(13)的入口处，预燃室氢气蚀管(20)设置在预燃室氢阀(14)的入口处，推力室氧气蚀管(21)设置在推力室氧阀(15)的入口处，推力室气氢节流圈(25)设置在推力室气氢阀(17)的入口处，推力室氢气蚀管(22)设置在燃烧室冷却氢入口集合器(36)前端，单壁喷管气膜冷却气氢节流圈(26)设置在单壁喷管气膜冷却氢入口集合器(40)前端，冷却氢排放节流圈(24)设置在冷却氢排放口(28)处；
流量控制系统还包括冷却氢分流节流圈(23)，冷却氢分流节流圈(23)设置在冷却氢分流排放口(27)处。
2.根据权利要求1所述的一种多功能集成燃烧组件测试装置，其特征在于：在预燃室试验件(1)通过涡轮喷嘴模拟件(41)和预燃室出口弯管(35)与燃烧室试验件(2)连接，用于模拟涡轮压比。
3.根据权利要求2所述的一种多功能集成燃烧组件测试装置，其特征在于：推进剂供应系统包括氧化剂贮箱(7)、燃料贮箱(8)、氢气瓶(9)、燃料控制阀(10)、氧化剂控制阀(11)、氢气主阀(12)、预燃室氧阀(13)、预燃室氢阀(14)、推力室氧阀(15)、推力室氢阀(16)、推力室气氢阀(17)和单壁喷管气膜冷却控制阀(18)；
燃料贮箱(8)的输出管路与燃料控制阀(10)的入口连接，燃料控制阀(10)的出口通过管路分别与预燃室氢阀(14)入口、推力室氢阀(16)入口连接，预燃室氢阀(14)出口通过管路与预燃室液氧头腔(33)连接，推力室氢阀(16)出口通过管路与燃烧室冷却氢入口集合器(36)连接；
氧化剂贮箱(7)的输出管路与氧化剂控制阀(11)的入口连接，氧化剂控制阀(11)的出口通过管路分别与预燃室氧阀(13)入口、推力室氧阀(15)入口连接，预燃室氧阀(13)出口通过管路与预燃室液氢头腔(34)连接，推力室氧阀(15)出口通过管路与燃烧室液氧头腔(31)连接；
氢气瓶(9)的输出管路与氢气主阀(12)的入口连接，氢气主阀(12)的出口通过管路分别与推力室气氢阀(17)入口、单壁喷管气膜冷却控制阀(18)入口连接，推力室气氢阀(17)出口通过管路与燃烧室气氢头腔(32)连接，单壁喷管气膜冷却控制阀(18)出口与单壁喷管气膜冷却氢入口集合器(40)连接。
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