CN115317841A - 一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置 - Google Patents
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Abstract
本发明属于固体火箭发动机高空模拟试验领域，具体涉及一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置。包括液压台车、高压软管、喷放管路、喷嘴、喷罩、轨道、液压泵站、控制系统、控制阀组、驱动阀组、二氧化碳瓶组、瓶组支架、集流管、驱动管路。二氧化碳瓶组通过瓶组支架和集流管组合，通过驱动管路配合控制阀组和驱动阀组输出二氧化碳气体，驱动管路和阀组通过固定支架固定，以高压软管连接至喷放管路、喷嘴、喷罩。液压泵站通过高压油管连接液压台车。本发明已成功应用到发动机高空模拟试车中，装调方便，远程操控，动作执行精确稳定，多级缸、液压马达、喷气系统运行可靠，灭火及时有效，效果良好。
Description
技术领域
本发明属于固体火箭发动机高空模拟试验领域，具体涉及一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置。
背景技术
高空模拟试验是固体火箭发动机，模拟高空低压环境下进行的点火试验，是研制高空工作发动机不可或缺的试验方法，其主要考核发动机高空喷管的结构与性能，验证发动机在高空工作的可靠性。常采用的方法是″发动机+燃气扩压器″型被动引射高模试车台和″发动机+燃气扩压器+外抽气系统性主动引射高模试车台″，但由于主动引射试车台结构复杂，建设成本大，运行成本高，维护困难，国内只有几家单位拥有。被动引射试车台是常用的高模试验方式，试验舱内低压环境的获得是依靠发动机点火工作时的抽空效果获得，扩压器通过冷却系统持续不断地对扩压器进行降温，试验装置简单，操作方便，现场外溢的水流较大。
被动引射系统内外仅靠细长的扩压器与外部相通，一般采用消防车的灭火方式很难将冷却水喷射到燃烧室内部，一般采用自然熄火的方式，使高模发动机燃烧室内部的余火自然熄灭，难以将绝热层维持固化在发动机工作结束的时间点上。
现有的高模试验发动机自然熄火方式具有以下缺陷：
目前高空模拟试验结束后，对发动机采用自然熄火的方式使燃烧室余火自然熄灭。高模试验后发动机内部绝热层、隔层等仍在继续燃烧，持续烧蚀发动机燃烧室和喷管，燃烧室、喷管等部组件的结构难以经受长时间的高温灼烧，自然熄火难以维持固化在发动机工作结束的时间点上，增大了设计人员分析判断的难度；
采用常规消防车喷枪将水直接喷入扩压器内部对发动机进行灭火，冷却水难以喷入燃烧室内部，大部分冷却水会撞击在扩压器内壁上流入高空舱内部，污染试车环境，还造成能源浪费。
发明内容
本发明要解决的技术问题
本发明提供一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，以解决试验后余火对燃烧室的持续烧蚀等问题。
为解决技术问题本发明采用的技术方案
一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，包括：
供气系统，采用高压二氧化碳灭火设备供气，包括二氧化碳瓶组、瓶组支架、驱动阀组、集流管、控制阀组、驱动管路、喷嘴、喷罩、控制阀、高压软管以及喷放管路，所述二氧化碳瓶组通过瓶组支架和集流管组合，通过驱动管路配合控制阀组和驱动阀组输出二氧化碳气体，驱动管路和阀组通过固定支架固定，以高压软管连接至喷放管路、喷嘴及喷罩；
机械系统，由液压台车和液压泵站及导轨组成，液压台车放置在导轨上，由多级自伸缩液压缸、驱动车用底盘、液压马达、驱动车用上台板组成，多级自伸缩液压缸在竖直方向上调节喷嘴高度，液压马达实现液压台车的回转运动，液压泵站为机械系统提供动力；控制系统，由系统控制柜和集成控制上位机组成，整个系统的运行受上位机控制，控制柜和液压站集成，布置于试验现场，集成控制上位机通过网络光纤与控制柜连接，上位机远程布置于参数测试现场。
进一步地，所述控制阀组包括泄压阀、单向阀、总控阀。
进一步地，所述液压台车由水平驱动部分和升降部分组成，所述水平驱动部分为行走机构，主要由液压马达和驱动车用底盘组成，通过液压马达驱动，在导轨上沿水平方向移动，以保证固定在其上部的灭火剂系统喷放管路的水平位置可以精确控制；升降部分采用多级自伸缩液压缸控制，配合限位开关实现灭火气体喷放装置准确升至扩压器中心指定位置，整个过程由液压泵站提供动力。
进一步地，所述液压台车还包括水平移动触发限位开关，致使台车停止运行，确保移动距离精确控制，防止行走过量喷嘴撞击喷管。
进一步地，所述液压泵站主要由液压泵、电机、液压油箱、电磁阀以及液压输送管路组成。
进一步地，所述电磁阀包括压力控制阀、流量控制阀、方向控制阀。
进一步地，所述喷放管路采用轻质铝合金管，质量轻，刚度大，确保在长臂的工作条件下挠性变形小。
进一步地，所述驱动车用底盘的车轮设计有轮沿，具有沿导轨直线行走的功能，在固定位置可以自锁，防止在气流的作用下设备被反推回去，车轮设计有防倾倒措施，防止水流的作用下使灭火装置侧翻。
进一步地，所述控制系统采用网络摄像机监视现场执行画面，通过网络传输数字图像至上位机，解码编码使图像嵌入WIN CC 10.O的人机交互界面实时显示，实现人机隔离。
进一步地，所述控制系统采用STEP-7软件编写可编程逻辑控制器程序，以启停指令配合限位反馈和时序指令远程控制灭火装置有序动作。
本发明获得的有益效果
本发明提供一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，该装置具有远程控制、升降式、可伸入式、喷气式等特点，可以及时阻止试后余火对燃烧室的持续烧蚀，及时固化发动机绝热层及隔层工作结束后的状态，以利于分析发动机结构性能，以满足发动机高模试验的需求，从而解决高模试车发动机试后无法进行灭火的工艺问题。
本发明自动化灭火装置远程操作，保证试车操作人员安全；本发明采用STEP-7软件编写可编程逻辑控制器程序，以启停指令配合限位反馈和时序指令远程控制灭火装置有序动作；配合远程监控系统对现场进行监视，利用控制系统进行远程操作，按顺序进行操控，进行起升、行走、喷气灭火；升降系统、行走机构按照时序进行动作，将灭火剂喷嘴深入扩压器内部，对准发动机喷管，将二氧化碳喷射到燃烧室内部进行全淹没式灭火，灭火及时有效。试前喷嘴位于最下方，原理尾焰烧蚀，试车后，及时升高液压缸，将喷嘴提升到指定高度，实现喷嘴与扩压器的对中。采用液压驱动，驱动力大，行走平稳，具备被动引射高模试验的涉水环境下运行的能力，具备防爆能力，可应用于易燃易爆火工品作业环境。车轮设计有轮沿，具有沿导轨直线行走的功能，在固定位置可以通过液压进行自锁，防止在气流的作用下设备被反推回去。液压台车水平移动撞击限位开关使台车停止运行，确保移动距离精确控制，防止行走过量喷嘴撞击喷管。自动化灭火装置可以实现高模试验后燃烧室快速降温、隔层阻燃的效果，达到保护发动机绝热层的目的。
附图说明
此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1：固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置原理图；
图2：液压台车伸高前状态结构图；
图3：液压台车工作状态结构图；
图4：车轮结构示意图；
其中：1-液压台车，2-高压软管，3-喷放管路，4-喷嘴，5-喷罩，6-轨道，7-固定支架，8-控制系统，9-控制阀组，10-驱动阀组，11-二氧化碳瓶组，12-瓶组支架，13-集流管，14-驱动管路，15-多级自伸缩液压缸，16-驱动车用底盘，17-液压马达，18-驱动车用上台板。
具体实施方式
本发明提供一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，由供气系统、机械系统和控制系统三部分组成。发动机高模试验时，喷嘴位于最下方，远离发动机火焰灼烧。发动机工作结束后，升降系统启动，液压系统驱动多级自伸缩液压缸升至预定高度，使喷嘴位于扩压器中心位置，实现灭火剂喷嘴的高度调节。液压台车是灭火装置的支撑基座，车轮具有轮沿，通过液压马达驱动，沿导轨方向水平移动，将喷嘴深入扩压器内部，喷嘴距离发动机喷管1米左右触发限位开关停止，从发动机喷管喉部喷入二氧化碳灭火剂进行灭火。
供气系统采用气体汇流排将各灭火剂瓶通过高压不锈钢软管连接主管道，工作时通过远程控制系统驱动电磁阀开启进而控制灭火剂瓶将灭火剂汇入主管道，经过主管道输送至末端喷头处进行喷放实施灭火；其中主管道上设置有总控阀，可以控制灭火气体的通断。供气系统采用高压二氧化碳灭火设备供气，主要包括二氧化碳瓶组、单向阀、集流管、安全泄放装置、驱动瓶组、驱动管路、瓶组支架、喷头、喷罩、控制阀、高压软管以及系统喷放管道及固定组件等组成。
机械系统由液压台车和液压泵站以及导轨三部分组成，其中液压台车由水平驱动部分、升降部分等两大部分组成，水平驱动部分为行走机构，主要由液压马达和驱动车用底盘组成，其通过液压马达驱动，在导轨上沿水平方向移动，以保证固定在其上部的灭火剂系统喷放管路的水平位置可以精确控制；其中升降部分采用多级自伸缩液压缸控制，可以自由控制其升降的高度，保证固定在其上部的灭火剂系统喷放管路的升降高度可以自由精准控制，整个过程由液压泵站提供动力。液压台车主要由驱动车用底盘、液压马达、多级自伸缩液压缸、驱动车用上台板、台车轨道等组成；液压泵站主要由液压泵、电机、液压油箱、电磁阀以及液压输送管路等组成。
控制系统由系统控制柜和集成控制上位机组成，整个系统的运行受上位机控制。控制柜和液压站集成，布置于试验现场；集成控制上位机通过网络光纤与控制柜连接，上位机远程布置于参数测试现场。工作人员可通过上位机远程控制试验台体上的灭火装置，可在上位机控制系统中预设液压台车的水平运动距离、竖直运动高度，以及喷气启动等参数来控制整个系统的运行，做到试验的自动化远程化控制。
在高模试车试验前，首先进行预调试，将液压台车从初始状态调节到最终状态并记录下相关参数，随后将记录的参数输入控制柜的自动控制参数项中，作为自动执行参数并预演，确保喷嘴可靠的进入扩压器内部，这个过程确定无误后即可进行试验。当发动机高模试验结束时，通过远程操控给控制柜一个远程启动信号，启动整个灭火装置，此时液压台车会根据预设参数通过竖直移动将其上方的系统喷放管升高到指定的位置，再进行水平移动将喷放管深入扩压器内，并发出一个反馈信号至控制柜，控制柜接受到信号后随即发出喷放灭火信号，通过开启驱动气瓶上的电磁启动装置启动驱动瓶组进而启动二氧化碳瓶组喷放二氧化碳实施灭火，直至灭火结束。
为使本发明所提出的技术方案的目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面将结合附图，对本发明所提出的技术方案的实施例进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例仅仅是所提出的技术方案的一部分实施例，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作出创造性劳动的前提下所获得的所有其它实施例，均属于本发明保护的范围。
本固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置的结构图如图1所示，包括液压台车1、高压软管2、喷放管路3、喷嘴4、喷罩5、轨道6、液压泵站7、控制系统8、控制阀组9、驱动阀组10、二氧化碳瓶组11、瓶组支架12、集流管13、驱动管路14。二氧化碳瓶组12通过瓶组支架12和集流管13组合，通过驱动管路14配合控制阀组9(包括泄压阀、单向阀、总控阀)和驱动阀组10输出二氧化碳气体，驱动管路和阀组通过固定支架固定，以高压软管连接至喷放管路3、喷嘴4、喷罩5。液压泵站7通过高压油管连接液压台车1。
液压台车放置在轨道6上，由多级自伸缩液压缸15、驱动车用底盘16、液压马达17、驱动车用上台板18组成，多级自伸缩液压缸在竖直方向上调节喷嘴高度，液压马达实现液压台车的回转运动。液压台车结构及伸高前状态如图2所示，工作状态如图3所示。
控制系统8通过控制柜输出控制信号，接收反馈信号，连接控制阀组9进行喷气和关闭操作，连接液压泵站7启动提供动力，连接多级自伸缩液压缸15和液压马达17进行上下升降和水平移动的操作。液压泵站7包括电磁阀(压力控制阀、流量控制阀、方向控制阀)、液压泵、电机、液压油箱、液压输送管路。
控制系统8主要由控制柜和上位机组成，上位机远程布置于参数测试现场，通过光纤与控制柜连接。工作人员可通过上位机远程控制试验台体上的灭火装置，可在上位机控制系统中预设液压台车的水平运动距离、竖直运动高度，以及喷气启动等参数来控制整个系统的运行，做到试验的自动化远程化控制。控制柜和液压站集成，布置于试验现场，用于同时控制供气系统和机械系统两部分按时序工作，主要由可编程逻辑控制器、空气开关、接触器、继电器、保护开关、接线端子、DC24V直流电源、开关按钮、指示灯以及柜体等组成。
可以采用液压马达携带卷扬机拉动灭火装置行走，能源依然是液压能源，安全可靠。灭火介质可以替换为氮气等惰性气体，成本低廉，容易获得。
本固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置已成功应用到发动机高空模拟试车中，装调方便，远程操控，动作执行精确稳定，多级缸、液压马达、喷气系统运行可靠，灭火及时有效，效果良好。
Claims (10)
1.一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于，包括：
供气系统，采用高压二氧化碳灭火设备供气，包括二氧化碳瓶组、瓶组支架、驱动阀组、集流管、控制阀组、驱动管路、喷嘴、喷罩、控制阀、高压软管以及喷放管路，所述二氧化碳瓶组通过瓶组支架和集流管组合，通过驱动管路配合控制阀组和驱动阀组输出二氧化碳气体，驱动管路和阀组通过固定支架固定，以高压软管连接至喷放管路、喷嘴及喷罩；
机械系统，由液压台车和液压泵站及导轨组成，液压台车放置在导轨上，由多级自伸缩液压缸、驱动车用底盘、液压马达、驱动车用上台板组成，多级自伸缩液压缸在竖直方向上调节喷嘴高度，液压马达实现液压台车的回转运动，液压泵站为机械系统提供动力；
控制系统，由系统控制柜和集成控制上位机组成，整个系统的运行受上位机控制，控制柜和液压站集成，布置于试验现场，集成控制上位机通过网络光纤与控制柜连接，上位机远程布置于参数测试现场。
2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述控制阀组包括泄压阀、单向阀、总控阀。
3.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述液压台车由水平驱动部分和升降部分组成，所述水平驱动部分为行走机构，主要由液压马达和驱动车用底盘组成，通过液压马达驱动，在导轨上沿水平方向移动，以保证固定在其上部的灭火剂系统喷放管路的水平位置可以精确控制；升降部分采用多级自伸缩液压缸控制，配合限位开关实现灭火气体喷放装置准确升至扩压器中心指定位置，整个过程由液压泵站提供动力。
4.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述液压台车还包括水平移动触发限位开关，致使台车停止运行，确保移动距离精确控制，防止行走过量喷嘴撞击喷管。
5.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述液压泵站主要由液压泵、电机、液压油箱、电磁阀以及液压输送管路组成。
6.根据权利要求5所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述电磁阀包括压力控制阀、流量控制阀、方向控制阀。
7.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述喷放管路采用轻质铝合金管，质量轻，刚度大，确保在长臂的工作条件下挠性变形小。
8.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述液压台车的驱动车用底盘的车轮设有轮沿，具有沿导轨直线行走的功能，在固定位置可以自锁，防止在气流的作用下设备被反推回去，车轮设计有防倾倒措施，防止水流的作用下使灭火装置侧翻。
9.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述控制系统采用网络摄像机监视现场执行画面，通过网络传输数字图像至上位机，解码编码使图像嵌入WIN CC 10.0的人机交互界面实时显示，实现人机隔离。
10.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机高空模拟试验自动化灭火装置，其特征在于：所述控制系统采用STEP-7软件编写可编程逻辑控制器程序，以启停指令配合限位反馈和时序指令远程控制灭火装置有序动作。
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