CN115614185B - 一种火箭发动机热试车台气液供应系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种火箭发动机热试车台气液供应系统，涉及液体火箭发动机试验技术领域。该系统包括：氮气供给模块、增压泄放模块、推进剂储罐模块以及供给液路模块；其中，增压泄放模块通过多个管道分别与氮气供给模块和推进剂储罐模块连通，供给液路模块通过多个管道分别与推进剂储罐模块和火箭发动机连通；火箭发动机测试时，氮气供给模块提供高压氮气，增压泄放模块将氮气供给模块提供的高压氮气输送至推进剂储罐模块中，并将推进剂储罐模块增压至试验压力，供给液路模块将增加至试验压力的推进剂储罐模块中的推进剂输送至火箭发动机中。本发明的方案实现了功能共享、资源合用，同时具有集成度高、适用范围广以及经济性能好的特点。

Description

一种火箭发动机热试车台气液供应系统

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机试验技术领域，特别是指一种火箭发动机热试车台气液供应系统。

背景技术

随着商业航天的快速发展，液体火箭发动机的研制进展愈发关键，研制过程中需要进行大量的冷态、环境、热态试验，其中发动机组件及整机的热试车考核非常重要，主要涉及点火器、燃气发生器、推力室、发动机整机等，而定型后批产的发动机也需进行推力校准等热试车试验，因此发动机热试车台是火箭发动机研制过程中必不可少的基础设施。

在常规的液体火箭发动机热试车试验中，如发动机燃气发生器、推力室需要在专用的高压挤压试车台上进行；发动机整机则需要在系统级低压热试车台上进行；依据推力等级需求又分为不同规格的试验台工位，为了功能完整、使用方便，各类试验台一般分区域独立布置，彼此之间无耦合关系，均配置专用的气源系统、液体推进剂供应系统、测控系统及其他附属系统，存在占地面积大、固定投入多、设备设施分散、综合利用率低等问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种火箭发动机热试车台气液供应系统。满足了不同类型火箭发动机组件及整机的测试需求，实现了功能共享、资源合用，同时具有集成度高、适用范围广以及经济性能好的特点。

为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

本发明的实施例提供一种火箭发动机热试车台气液供应系统，包括：

氮气供给模块、增压泄放模块、推进剂储罐模块以及供给液路模块；

其中，所述增压泄放模块通过多个管道分别与氮气供给模块和推进剂储罐模块连通，所述供给液路模块通过多个管道分别与推进剂储罐模块和火箭发动机连通；

所述火箭发动机测试时，所述氮气供给模块提供高压氮气，所述增压泄放模块将所述氮气供给模块提供的高压氮气输送至推进剂储罐模块中，并将所述推进剂储罐模块增压至试验压力，所述供给液路模块将增加至试验压力的推进剂储罐模块中的推进剂输送至所述火箭发动机中。

可选的，所述氮气供给模块包括：

制氮机、高压增压机、高压储气瓶组以及综合配气台；

其中，所述高压增压机分别与制氮机和高压储气瓶组连通，所述高压储气瓶组与所述综合配气台连通；

所述综合配气台与所述增压泄放模块连通，所述综合配气台用于对高压储气瓶组中的高压氮气进行调压并分配至增压泄放模块中。

可选的，所述增压泄放模块包括：液氧罐增压泄放组件和煤油增压泄放组件，所述液氧罐增压泄放组件和煤油增压泄放组件均与所述综合配气台连通；

所述推进剂储罐模块包括：液氧储罐模块和煤油储罐模块；

所述液氧储罐模块分别与所述液氧罐增压泄放组件和供给液路模块连通，所述煤油储罐模块分别与所述煤油增压泄放组件和供给液路模块连通；

所述液氧罐增压泄放组件将所述综合配气台分配的高压氮气输送至液氧储罐模块中，并将所述液氧储罐模块增压至第一试验压力；

所述煤油增压泄放组件将所述综合配气台分配的高压氮气输送至煤油储罐模块中，并将所述煤油储罐模块增压至第二试验压力。

可选的，所述供给液路模块包括：液氧推进剂分流管、煤油推进剂分流管以及至少一个测试工位，所述火箭发动机安装在所述测试工位上；

其中，每个所述测试工位上均设置有一个用于连通所述火箭发动机的液氧供给液路和一个用于连通所述火箭发动机的煤油供给液路；

所述液氧供给液路均与所述液氧推进剂分流管连通，所述液氧推进剂分流管与所述液氧储罐模块连通；

所述煤油供给液路均与所述煤油推进剂分流管连通，所述煤油推进剂分流管与所述煤油储罐模块连通。

可选的，所述氧罐增压泄放组件包括：

第一缓冲管和多个第一增压支路；

每个所述第一增压支路的进气端均与所述综合配气台连通，每个所述第一增压支路的出气端均与所述第一缓冲管连通，所述第一增压支路上均设置有第一增压电磁阀和第一可调孔板；

所述第一缓冲管与所述液氧储罐模块连通，所述第一缓冲管通过多个第一增压支路将所述综合配气台分配的高压氮气输送至所述液氧储罐模块中，将所述液氧储罐模块增压至第一试验压力。

可选的，所述液氧储罐模块包括：高压液氧储罐、低压液氧储罐、第一增压分流管以及第一液相汇流管；

其中，所述第一增压分流管与所述第一缓冲管连通，所述第一液相汇流管与所述供给液路模块连通；

所述高压液氧储罐的第一端和低压液氧储罐的第一端均与所述第一增压分流管连通，所述高压液氧储罐的第二端和低压液氧储罐的第二端均与第一液相汇流管连通；

所述第一缓冲管中的高压氮气通过第一增压分流管输送至高压液氧储罐和低压液氧储罐中，将所述高压液氧储罐和低压液氧储罐增压至第一试验压力，所述高压液氧储罐或低压液氧储罐在第一试验压力下，通过第一液相汇流管将储罐内液氧输送至所述供给液路模块中。

可选的，所述液氧储罐模块还包括：至少一组移动式低压液氧储罐的连接装置，每组连接装置均包括：

第一气体金属软管，所述第一气体金属软管与所述第一增压分流管连通，且所述第一气体金属软管上设置有第一阀门；

第一液路金属软管，所述第一液路金属软管与所述第一液相汇流管连通，且所述第一液路金属软管上设置有第二阀门。

可选的，所述液氧供给液路包括：第一供给管道和第一主路排空管道；

所述第一供给管道的进液端与所述液氧推进剂分流管连通，所述第一供给管道的出液端与所述火箭发动机连通；

所述第一供给管道的进液端设置有第一可调汽蚀文氏管，所述第一供给管道的出液端设置有第一主路截止阀；

所述第一主路排空管道上设置有第一排空电磁阀，所述第一主路排空管道设置在第一可调汽蚀文氏管和第一主路截止阀之间，且与所述第一供给管道连通。

可选的，所述增压泄放模块还包括：吹除模块，所述吹除模块分别与所述综合配气台和供给液路模块连通。

可选的，所述液氧供给液路还包括：

第一主路吹除管道，所述第一主路吹除管道分别与所述液氧推进剂分流管和所述吹除模块连通，所述第一主路吹除管道上设置有第一主路吹除电磁阀和第一主路吹除单向阀；

第一产品吹除管道，所述第一产品吹除管道分别与所述第一供给管道和所述吹除模块连通，所述第一产品吹除管道上设置有第一产品吹除电磁阀和第一产品吹除单向阀。

本发明的上述方案至少包括以下有益效果：

本发明所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，包括：氮气供给模块、增压泄放模块、推进剂储罐模块以及供给液路模块；其中，所述增压泄放模块通过多个管道分别与氮气供给模块和推进剂储罐模块连通，所述供给液路模块通过多个管道分别与推进剂储罐模块和火箭发动机连通；所述火箭发动机测试时，所述氮气供给模块提供高压氮气，所述增压泄放模块将所述氮气供给模块提供的高压氮气输送至推进剂储罐模块中，并将所述推进剂储罐模块增压至试验压力，所述供给液路模块将增加至试验压力的推进剂储罐模块中的推进剂输送至所述火箭发动机中。满足了不同类型火箭发动机组件及整机的测试需求，实现了功能共享、资源合用，同时具有集成度高、适用范围广、经济性能好的特点，极大的节省建设成本，减少设备维护工作量。

附图说明

图1是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的整体结构示意图；

图2是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的液氧罐增压泄放组件的结构示意图；

图3是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的煤油增压泄放组件的结构示意图；

图4是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的液氧储罐模块的结构示意图；

图5是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的煤油储罐模块的结构示意图；

图6是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的液氧推进剂分流管和液氧供给液路的结构示意图；

图7是本发明的火箭发动机热试车台气液供应系统的煤油推进剂分流管和煤油供给液路的结构示意图。

附图标号说明：

1、氮气供给模块；11、制氮机；12、高压增压机；13、高压储气瓶组；14、综合配气台；2、增压泄放模块；21、液氧罐增压泄放组件；211、第一缓冲管；212、第一增压电磁阀；213、第一可调孔板；22、煤油增压泄放组件；221、第二缓冲管；222、第二增压电磁阀；223、第二可调孔板；2141、第一放气电磁阀；2142、第一放气节流孔板；2151、第二放气电磁阀；3、推进剂储罐模块；31、液氧储罐模块；311、高压液氧储罐；312、低压液氧储罐；313、第一增压分流管；314、第一液相汇流管；315、第一截止阀；316、第二截止阀；317、第三截止阀；318、第四截止阀；32、煤油储罐模块；321、高压煤油储罐；322、低压煤油储罐；323、第二增压分流管；324、第二液相汇流管；325、第五截止阀；326、第六截止阀；327、第七截止阀；328、第八截止阀；33、移动式低压液氧储罐；331、第一气体金属软管；332、第一液路金属软管；34、移动式低压煤油储罐；341、第二气体金属软管；342、第二液路金属软管；35、过冷装置；4、火箭发动机；5、供给液路模块；51、液氧供给液路；511、第一供给管道；512、第一主路排空管道；513、第一可调汽蚀文氏管；514、第一主路截止阀；5121、第一排空电磁阀；52、煤油供给液路；521、第二供给管道；522、第二主路排空管道；523、第二可调汽蚀文氏管；524、第二主路截止阀；5221、第二排空电磁阀；53、液氧推进剂分流管；54、煤油推进剂分流管；6、吹除模块；60、氮消防环管；61、第一主路吹除管道；62、第一产品吹除管道；63、第二主路吹除管道；64、第二产品吹除管道；611、第一主路吹除电磁阀；612、第一主路吹除单向阀；613、第一产品吹除电磁阀；614、第一产品吹除单向阀；621、第二主路吹除电磁阀；622、第二主路吹除单向阀；623、第二产品吹除电磁阀；624、第二产品吹除单向阀；711、第一过滤器；712、第一紧急切断阀；713、第一质量流量计；714、第一绝热金属管路；715、第一预冷旁通调节阀；721、第二过滤器；722、第二紧急切断阀；723、第二质量流量计。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

如图1所示，本发明的实施例提出一种火箭发动机热试车台气液供应系统，包括：

氮气供给模块1、增压泄放模块2、推进剂储罐模块3以及供给液路模块5；

其中，所述增压泄放模块2通过多个管道分别与氮气供给模块1和推进剂储罐模块3连通，所述供给液路模块5通过多个管道分别与推进剂储罐模块3和火箭发动机4连通；

所述火箭发动机4测试时，所述氮气供给模块1提供高压氮气，所述增压泄放模块2将所述氮气供给模块1提供的高压氮气输送至推进剂储罐模块3中，并将所述推进剂储罐模块3增压至试验压力，所述供给液路模块5将增加至试验压力的推进剂储罐模块3中的推进剂输送至所述火箭发动机4中。

本实施例中，所述氮气供给模块1用于高压氮气的生产、储存和调压分配，增压泄放模块2用于将所述氮气供给模块1中的高压氮气输送至推进剂储罐模块3中的推进剂储罐内，实现对所述推进剂储罐的增压，具体的则为每个推进剂储罐内均预留有一定的储存空间形成气枕空间，所述增压泄放模块2通过持续将高压氮气输送至所述气枕空间内对气枕空间增压、稳压，来实现推进剂储罐的增压和稳压，同时还可通过减少气枕空间的氮气来实现推进剂储罐的安全泄放；推进剂储罐模块3用于推进剂的转注、储存、倒罐、过冷、并联汇流，所述推进剂指的是液氧和煤油；所述供给液路模块5根据测试火箭发动机4的需求，将推进剂储罐模块3中的推进剂的输送至火箭发动机4中，实现所述火箭发动机4的测试；所述火箭发动机4包括所述火箭发动机4的整机以及所述火箭发动机4的点火器、燃气发生器、推力室等组件。

本发明的一个可选的实施例中，所述氮气供给模块1包括：

制氮机11、高压增压机12、高压储气瓶组13以及综合配气台14；

其中，所述高压增压机12分别与制氮机11和高压储气瓶组13连通，所述高压储气瓶组13与所述综合配气台14连通；

所述综合配气台14与所述增压泄放模块2连通，所述综合配气台14用于对高压储气瓶组13中的高压氮气进行调压并分配至增压泄放模块2中。

本实施例中，所述制氮机11用于制取氮气，一种优选的为PSA（Pressure SwingAdsorption，变压吸附）制氮机；所述高压增压机12用于将制取的氮气进行无油增压形成高压氮气并输送至高压储气瓶组13中储存，所述综合配气台14对高压储气瓶组13中的高压氮气进行调压并分配至增压泄放模块2中，所述氮气供给模块1采用的是氮气制备、无油增压、储存、调压分配的工艺路线，其中，所述氮气制备采用的是空气过滤、冷干和热干除水、分离制氮的工艺路线，所述氮气供给模块1的工艺路线可实现随时增压补气，同时无需设置低温液氮储罐，从而减少了低温液氮储罐的固定设备投资，省去了液氮物资的依托保障和低温压力容器的日常维护，具有较好的经济性、操作性、维护性。

一种优选的方案中，所述PSA制氮机出口压力0.3-0.8MPa，高压增压机12最高出口压力42MPa，高压储气瓶组13规格根据试验用气量、供气压力下限值确定，单次储气可用量至少应满足连续3次测试耗量需求，综合配气台14可实现减压配气、直通供气、压力监测等功能。

本发明的一个可选的实施例中，所述增压泄放模块2包括：液氧罐增压泄放组件21和煤油增压泄放组件22，所述液氧罐增压泄放组件21和煤油增压泄放组件22均与所述综合配气台14连通；

所述推进剂储罐模块3包括：液氧储罐模块31和煤油储罐模块32；

所述液氧储罐模块31分别与所述液氧罐增压泄放组件21和供给液路模块5连通，所述煤油储罐模块32分别与所述煤油增压泄放组件22和供给液路模块5连通；

所述液氧罐增压泄放组件21将所述综合配气台14分配的高压氮气输送至液氧储罐模块31中，并将所述液氧储罐模块31增压至第一试验压力；

所述煤油增压泄放组件22将所述综合配气台14分配的高压氮气输送至煤油储罐模块32中，并将所述煤油储罐模块32增压至第二试验压力。

本实施例中，所述综合配气台14根据试验需求分别向所述液氧罐增压泄放组件21和煤油增压泄放组件22分配所需的高压氮气，然后所述液氧罐增压泄放组件21将所述综合配气台14分配的高压氮气输送至液氧储罐模块31中，并将所述液氧储罐模块31增压至第一试验压力，然后所述液氧储罐模块31在第一试验压力下将所述液氧储罐模块31中的液氧输送至液路模块5中，输送过程中，所述液氧罐增压泄放组件21需使所述液氧储罐模块31始终保持在第一试验压力下；同理，所述煤油储罐模块32在第二试验压力下将所述煤油储罐模块32中的煤油输送至液路模块5中。

该实施例中，所述的第一试验压力的数值和第二试验压力数值需要根据所要测试的火箭发动机4的具体情况来确定，例如：在对所述火箭发动机4的推力室组件进行高压挤压试验过程中，当所述推力室测试时所需的燃烧室压力为8MPa时，可通过所述燃烧室压力和系统流阻分别计算第一试验压力和第二试验压力，此时所述第一试验压力的计算结果为20MPa，所述第二试验压力的计算结果为16MPa；当需要对所述火箭发动机4进行机整机测试时，此时所述第一压力可设置为0.7MPa，所述第二试验压力可设置为0.6MPa。

本发明的一个可选的实施例中，所述供给液路模块5包括：液氧推进剂分流管53、煤油推进剂分流管54以及至少一个测试工位，所述火箭发动机4安装在所述测试工位上；

其中，每个所述测试工位上均设置有一个用于连通所述火箭发动机4的液氧供给液路51和一个用于连通所述火箭发动机4的煤油供给液路52；

所述液氧供给液路51均与所述液氧推进剂分流管53连通，所述液氧推进剂分流管53与所述液氧储罐模块31连通；

所述煤油供给液路52均与所述煤油推进剂分流管54连通，所述煤油推进剂分流管54与所述煤油储罐模块32连通。

本实施例中，所述测试工位用于安装所述火箭发动机4，一种优选的方案中，可根据火箭发动机4的推力等级设置三种不同规格的测试工位，其中第一工位的试验流量为1kg/s等级、第二工位的试验流量为10kg/s等级、第三工位的试验流量为100kg/s等级；所述火箭发动机4测试时，首先需要根据所述火箭发动机4的规格选取相对应的测试工位，然后将所述火箭发动机4安装在相对应的测试工位上，并与所述测试工位上的液氧供给液路51和煤油供给液路52连通，然后所述液氧储罐模块31通过液氧供给液路51将液氧输送至火箭发动机4中，所述煤油储罐模块32通过煤油供给液路52将煤油输送至火箭发动机4中。

如图2所示，本发明的一个可选的实施例中，所述液氧罐增压泄放组件21包括：

第一缓冲管211和多个第一增压支路；

每个所述第一增压支路的进气端均与所述综合配气台14连通，每个所述第一增压支路的出气端均与所述第一缓冲管211连通，所述第一增压支路上均设置有第一增压电磁阀212和第一可调孔板213；

所述第一缓冲管211与所述液氧储罐模块31连通，所述第一缓冲管211通过多个第一增压支路将所述综合配气台14分配的高压氮气输送至所述液氧储罐模块31中，将所述液氧储罐模块31增压至第一试验压力。

本实施例中，所述多个第一增压支路相互并联设置，每个所述第一增压支路上设置的第一可调孔板213的调节精度均不相同，一种优选的方案中，可设置四个相互并联的所述第一增压支路；所述第一增压支路上的第一增压电磁阀212和第一可调孔板213的设置，用于实现所述第一增压支路的压力闭式控制，减小增压过程中气枕压力的波动幅值。

如图3所示，本发明的一个可选的实施例中，所述煤油增压泄放组件22包括：

第二缓冲管221和多个第二增压支路；

每个所述第二增压支路的进气端均与所述综合配气台14连通，每个所述第二增压支路的出气端均与所述第二缓冲管221连通，每个所述第二增压支路上均设置有第二增压电磁阀222和第二可调孔板223；

所述第二缓冲管221与所述煤油储罐模块32连通，所述第二缓冲管221通过多个第二增压支路将所述综合配气台14分配的高压氮气输送至所述煤油储罐模块32中，将所述煤油储罐模块32增压至第二试验压力。

本发明的一个可选的实施例中，所述第一缓冲管211和所述第二缓冲管221上均设置有常规泄放装置和紧急泄放装置，所述常规泄放装置上设置有第一放气电磁阀2141和第一放气节流孔板2142，所述紧急泄放装置上设置有第二放气电磁阀2151。

本实施例中，所述常规泄放装置的开启和关闭通过第一放气电磁阀2141来进行远程控制，所述紧急泄放装置的开启和关闭通过第二放气电磁阀2151来进行远程控制；所述常规泄放装置和紧急泄放装置用于实现各个储罐在不同情况下的不同速率的泄压功能，当所述储罐需要泄压时则可打开第一放气电磁阀2141进行缓慢泄压，当遇见紧急事故时，可同时打开第二放气电磁阀2151进行快速泄压。

如图4所示，本发明的一个可选的实施例中，所述液氧储罐模块31包括：高压液氧储罐311、低压液氧储罐312、第一增压分流管313以及第一液相汇流管314；

其中，所述第一增压分流管313与所述第一缓冲管211连通，所述第一液相汇流管314与所述供给液路模块5连通；

所述高压液氧储罐311的第一端和低压液氧储罐312的第一端均与所述第一增压分流管313连通，所述高压液氧储罐311的第二端和低压液氧储罐312的第二端均与第一液相汇流管314连通；

所述第一缓冲管211中的高压氮气通过第一增压分流管313输送至高压液氧储罐311和低压液氧储罐312中，将所述高压液氧储罐311和低压液氧储罐312增压至第一试验压力，所述高压液氧储罐311或低压液氧储罐312在第一试验压力下，通过第一液相汇流管314将储罐内液氧输送至所述供给液路模块5中。

所述高压液氧储罐311的第一端和所述低压液氧储罐312的第一端均设置有第一截止阀315；

所述高压液氧储罐311的第二端和所述低压液氧储罐312的第二端均设置有第二截止阀316；

所述第一增压分流管313上设置有第三截止阀317，所述第三截止阀317设置在所述高压液氧储罐311的第一端和低压液氧储罐312的第一端的连通段；

所述第一液相汇流管314上设置有第四截止阀318，所述第四截止阀318设置在所述高压液氧储罐311的第二端和低压液氧储罐312的第二端的连通段。

本实施例中，所述低压液氧储罐312和所述高压液氧储罐311均用于储存液氧，当需要进行低压测试时，则使用低压液氧储罐312内的液氧，此时需保证高压液氧储罐311上的第一截止阀315和第二截止阀316均为关闭状态，当需要进行高压测试时，则使用高压液氧储罐311内的液氧，此时需保证第三截止阀317、第四截止阀318以及所述低压液氧储罐312上的第一截止阀315和第二截止阀316均为关闭状态，所述低压液氧储罐312或所述高压液氧储罐311在进行输送液氧前均需要根据所要测试的火箭发动机4的需求对所述低压液氧储罐312或高压液氧储罐311进行增压处理，需将所述低压液氧储罐312或高压液氧储罐311增压至第一试验压力，所述第一试验压力则为火箭发动机4测试时所需的供氧压力，然后在所述第一试验压力将所述低压液氧储罐312或高压液氧储罐311内的液氧输送至液氧供给液路51中，通过液氧供给液路51输送至火箭发动机4中。

该实施例中，所述高压液氧储罐311和所述低压液氧储罐312的增压过程相同，将以所述高压液氧储罐311为例进行说明：

首先需要确保所有阀门为关闭状态，然后打开所述高压液氧储罐311第一端的第一截止阀315，然后根据所需的第一试验压力调节所有第一增压支路上的第一可调孔板213的开度，然后打开第一增压电磁阀212，将高压氮气输送至所述高压液氧储罐311中的气枕空间内，通过增压气枕空间来实现所述高压液氧储罐311的增压，然后将所述高压液氧储罐311增压至第一试验压力后，打开所述高压液氧储罐311第二端的第二截止阀316，通过第一液相汇流管314将所述高压液氧储罐311中的液氧输送至供给液路模块5中。

该实施例中，第一增压分流管313的设计能够起到气体缓冲作用，所有阀门均打开时，所述高压液氧储罐311的第一端和低压液氧储罐312的第一端通过所述第一增压分流管313相互连通，所述高压液氧储罐311的第二端和低压液氧储罐312的第二端通过第一液相汇流管314相互连通，因此当所述高压液氧储罐311内的液氧使用完成后，可通过低压液氧储罐312来补充，具体补充过程为：

首先打开第一放气电磁阀2141和所述高压液氧储罐311上的第一截止阀315，对所述高压液氧储罐311进行泄压，泄压过程中需关闭综合配气台14，完全泄压后，关闭所述高压液氧储罐311上的第一截止阀315，打开第三截止阀317和低压液氧储罐312上的第一截止阀315，然后通过液氧罐增压泄放组件21将所述低压液氧储罐312增压至低压，然后依次打开低压液氧储罐312上的第二截止阀316、第四截止阀318以及高压液氧储罐311上的第二截止阀316，然后通过第一液相汇流管314将所述低压液氧储罐312内的液氧输送至高压液氧储罐311中，输送完成后，首先关闭高压液氧储罐311上的第二截止阀316和第四截止阀318，然后对所述低压液氧储罐312进行泄压，并在泄压完成后关闭第三截止阀317和所述低压液氧储罐312上的第一截止阀315，然后打开所述高压液氧储罐311上的第一截止阀315，通过液氧罐增压泄放组件21将高压液氧储罐311增压至高压则完成补充。通过此补充方式可减少液氮外购及高压液氧储罐311的加注频次，减少保障工作量、降低保障成本。

同时通过此设计，使得本方案可选用大体积的低压液氧储罐312和小体积的高压液氧储罐311来进行搭配使用，既能满足测试需求又能降低建设的成本。

本发明的一个可选的实施例中，所述液氧储罐模块31还包括：至少一组移动式低压液氧储罐33的连接装置，每组连接装置均包括：

第一气体金属软管331，所述第一气体金属软管331与所述第一增压分流管313连通，且所述第一气体金属软管331上设置有第一阀门；

第一液路金属软管332，所述第一液路金属软管332与所述第一液相汇流管314连通，且所述第一液路金属软管332上设置有第二阀门。

本实施例中，所述移动式低压液氧储罐33的连接装置用于连接移动式低压液氧储罐33，所述移动式低压液氧储罐33设置有自动加压装置，所述移动式低压液氧储罐33可通过液氧罐增压泄放组件21进行增压，也可通过自动加压装置进行增压；通过所述移动式低压液氧储罐33的连接装置的设计，可将多个移动式低压液氧储罐33并联在所述低压液氧储罐312的两端，从而可实现移动式低压液氧储罐33与所述低压液氧储罐312共同向供给液路模块5中输送液氧，从而可满足大流量长工况下测试的需求，通过移动式低压液氧储罐33的连接装置的设计，可减少低压液氧储罐312的个数，从而能够降低建设成本。

本发明的一个可选的实施例中，第一液相汇流管314上设置过冷装置35，所述过冷装置35设置在所述第一液路金属软管332和所述第一低压液氧储罐312的第二端的连通段。

本实施例中，所述过冷装置35主要用于可将移动式低压液氧储罐33输送出的液氧降低5-10开氏度，有利于保持液氧品质。

如图5所示，本发明的一个可选的实施例中，所述煤油储罐模块32包括：高压煤油储罐321、低压煤油储罐322、第二增压分流管323以及第二液相汇流管324；

其中，所述第二增压分流管323与所述第二缓冲管221连通，所述第二液相汇流管324与所述供给液路模块5连通；

所述高压煤油储罐321的第一端和低压煤油储罐322的第一端均与所述第二增压分流管323连通，所述高压煤油储罐321的第二端和低压煤油储罐322的第二端均与第二液相汇流管324连通；

所述第二缓冲管221中的高压氮气通过第二增压分流管323输送至高压煤油储罐321和低压煤油储罐322中，将所述高压煤油储罐321和低压煤油储罐322增压至第二试验压力，所述高压煤油储罐321或低压煤油储罐322在第二试验压力下，通过第二液相汇流管324将储罐内煤油输送至所述供给液路模块5中。

本发明的一个可选的实施例中，所述高压煤油储罐321的第一端和所述低压煤油储罐322的第一端均设置有第五截止阀325；

所述高压煤油储罐321的第二端和所述低压煤油储罐322的第二端均设置有第六截止阀326；

所述第二增压分流管323上设置有第七截止阀327，所述第七截止阀327设置在所述高压煤油储罐321的第一端和低压煤油储罐322的第一端的连通段；

所述第二液相汇流管324上设置有第八截止阀328，所述第八截止阀328设置在所述高压煤油储罐321的第二端和低压煤油储罐322的第二端的连通段。

本发明的一个可选的实施例中，所述煤油储罐模块32还包括：至少一组移动式低压煤油储罐34的连接装置，每组连接装置均包括：

第二气体金属软管341，所述第二气体金属软管341与所述第二增压分流管323连通，且所述第二气体金属软管341上设置有第三阀门；

第二液路金属软管342，所述第二液路金属软管342与所述第二液相汇流管324连通，且所述第二液路金属软管342上设置有第四阀门。

如图6所示，本发明的一个可选的实施例中，所述液氧供给液路51包括：第一供给管道511和第一主路排空管道512；

所述第一供给管道511的进液端与所述液氧推进剂分流管53连通，所述第一供给管道511的出液端与所述火箭发动机4连通；

所述第一供给管道511的进液端设置有第一可调汽蚀文氏管513，所述第一供给管道511的出液端设置有第一主路截止阀514；

所述第一主路排空管道512上设置有第一排空电磁阀5121，所述第一主路排空管道512设置在第一可调汽蚀文氏管513和第一主路截止阀514之间，且与所述第一供给管道511连通。

本实施例中，第一可调汽蚀文氏管513的设计可确保液氧输送过程中不受下游火箭发动机4的燃烧室压力振荡影响，确保了液氧输送流量的稳定；第一供给管道511用于将液氧储罐模块31中的液氧输送至火箭发动机4中，所述第一可调汽蚀文氏管513用于调节液氧输送过程中流量大小，所述第一主路排空管道512用于火箭发动机4在测试前管道内空气的排空；第一主路截止阀514用于第一供给管道511的打开和关闭，所述火箭发动机4在测试关机时，所述第一主路截止阀514需要快速关断，但阀门的关断往往会产生水击，严重时会导致系统破坏，为较好的解决水击问题，在第一主路排空管道512上可设置低温电磁阀，该低温电磁阀与第一主路截止阀514联锁控制，通过低温电磁阀可在水击形成前一定时间内快速打开第一主路排空管道512上的第一排空电磁阀5121，可减缓或者消除关机水击的产生。

本发明的一个可选的实施例中，所述第一供给管道511上还设置有第一过滤器711、第一紧急切断阀712、第一质量流量计713以及第一绝热金属管路714；

所述第一过滤器711、第一紧急切断阀712、第一质量流量计713以及第一绝热金属管路714设置在所述第一供给管道511的进液端端部和所述第一可调汽蚀文氏管513之间，且从所述第一供给管道511的进液端端部往所述第一可调汽蚀文氏管513方向上依次设置；

所述第一供给管道511上还设置有第一预冷旁通调节阀715，所述第一预冷旁通调节阀715通过管道并联在所述第一可调汽蚀文氏管513的两端。

本实施例中，所述火箭发动机4在测试前，需要对第一供给管道511进行预冷降温，第一预冷旁通调节阀715的设计可以防止预冷过程中液氧气化后在第一可调汽蚀文氏管513处形成气阻，同时还可对第一可调汽蚀文氏管513与所述火箭发动机4之间的管路部分和试验产品进行快速预冷降温，且预冷速率可调，预冷后的热氧经第一主路排空管道512排出。

如图7所示，本发明的一个可选的实施例中，所述煤油供给液路52包括：第二供给管道521和第二主路排空管道522；

所述第二供给管道521的进液端与所述煤油推进剂分流管54连通，所述第二供给管道521的出液端与所述火箭发动机4连通；

所述第二供给管道521的进液端设置有第二可调汽蚀文氏管523，所述第二供给管道521的出液端设置有第二主路截止阀524；

所述第二主路排空管道522上设置有第二排空电磁阀5221，所述第二主路排空管道522设置在第二可调汽蚀文氏管523和第二主路截止阀524之间，且与所述第二供给管道521连通。

本发明的一个可选的实施例中，所述第二供给管道521上还设置有第二过滤器721、第二紧急切断阀722以及第二质量流量计723；

所述第二过滤器721、第二紧急切断阀722以及第二质量流量计723设置在所述第二供给管道521的进液端端部和所述第二可调汽蚀文氏管523之间，且从所述第二供给管道521的进液端端部往所述第二可调汽蚀文氏管523方向上依次设置。

如图1所示，本发明的一个可选的实施例中，所述增压泄放模块2还包括：吹除模块6，所述吹除模块6分别与所述综合配气台14和供给液路模块5连通，所述吹除模块6用于对所述供给液路模块5的试前吹除置换、试后残余推进剂吹除排空以及氮消防供气。

如图6所示，本发明的一个可选的实施例中，所述液氧供给液路51还包括：

第一主路吹除管道61，所述第一主路吹除管道61分别与所述液氧推进剂分流管53和所述吹除模块6连通，所述第一主路吹除管道61上设置有第一主路吹除电磁阀611和第一主路吹除单向阀612；

第一产品吹除管道62，所述第一产品吹除管道62分别与所述第一供给管道511和所述吹除模块6连通，所述第一产品吹除管道62上设置有第一产品吹除电磁阀613和第一产品吹除单向阀614。

本实施例中，第一主路吹除管道61和第一产品吹除管道62的设计，使得所述火箭发动机4测试前和测试后，均可通过所述第一主路吹除管道61和第一产品吹除管道62对所述第一供给管道511和火箭发动机4进行氮气吹除处理。

如图7所示，本发明的一个可选的实施例中，所述煤油供给液路52还包括：

第二主路吹除管道63，所述第二主路吹除管道63分别与所述煤油推进剂分流管54和所述吹除模块6连通，所述第二主路吹除管道63上设置有第二主路吹除电磁阀621和第二主路吹除单向阀622；

第二产品吹除管道64，所述第二产品吹除管道64分别与所述第二供给管道521和所述吹除模块6连通，所述第二产品吹除管道64上设置有第二产品吹除电磁阀623和第二产品吹除单向阀624。

本发明的一个可选的实施例中，火箭发动机4与第一供给管道511和第二供给管道521的接口处均环绕设置有氮消防环管60，所述氮消防环管60与所述吹除模块6连通，且所述氮消防环管60上设置有均匀分布的透气孔，所述氮消防环管60在火箭发动机4测试开始打开，用于将火箭发动机4与第一供给管道511和第二供给管道521的接口处与外界空气隔绝，防止接口处发生泄漏时，所述火箭发动机4发生爆炸。

本发明所述的火箭发动机热试车台气液供应系统的具体工作流程为：

以火箭发动机4进行高压测试为例：

首先对供给液路模块5进行测试前的吹除工作，然后对所述第一供给管道511进行预冷，预冷过程中，需打开所述高压液氧储罐311第二端的第二截止阀316、第一主路截止阀514、第一排空电磁阀5121以及第一紧急切断阀712，然后所述高压液氧储罐311内的液氧通过重力流入第一供给管道511中，对第一供给管道511进行自流预冷，并通过调节第一预冷旁通调节阀715的开度，控制预冷流速，将第一供给管道511和火箭发动机4的氧化剂路进行降温并填充；

预冷好后关闭第一主路截止阀514、第一排空电磁阀5121，然后打开所述高压液氧储罐311第一端的第一截止阀315、所述高压煤油储罐321的第一端的第五截止阀325以及所述高压煤油储罐321的第二端的第六截止阀326，然后通过增压泄放模块2将所述高压液氧储罐311增压至第一试验压力，将所述高压煤油储罐321增压至第二试验压力；

然后打开第一主路截止阀514以及第二主路截止阀524，同时调节增压泄放模块2，确保所述高压液氧储罐311在第一试验压力下将所述液氧输送至第一供给管道511中，确保所述高压煤油储罐321在第二试验压力下将煤油输送至第二供给管道521中，然后所述第一供给管道511和第二供给管道521同时将所述液氧煤油输送至所述火箭发动机4中，完成对火箭发动机4的测试；

所述火箭发动机4完成测试后，需要立即关闭第一主路截止阀514和第二主路截止阀524，同时打开第一排空电磁阀5121和第二排空电磁阀5221，然后通过吹除模块6对所述第一供给管道511、第二供给管道521以及火箭发动机4进行氮气吹除，最后再关闭综合配气台14，然后对所述高压液氧储罐311和所述高压煤油储罐321进行泄压。

本发明所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，高低压测试系统的集成布置，多类型的推力等级试验工位集中布置，制配气和推进剂贮存设备的共用；使得所述火箭发动机热试车台气液供应系统具有集成度高的优点；所述高压储罐容积小和低压储罐数量少的设计，减少了占地面积和设备固定投入。

本发明所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，满足了不同试验工况、不同推力等级、不同类型的火箭发动机4的测试需求，实现了功能共享、资源合用，同时具有集成度高、适用范围广、利用效率高、经济性能好的特点，极大的节省建设成本，减少设备维护工作量，降低火箭发动机4的研制成本，加快了火箭发动机4的研制进程。

以上所述是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明所述原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种火箭发动机热试车台气液供应系统，其特征在于，包括：

氮气供给模块（1）、增压泄放模块（2）、推进剂储罐模块（3）以及供给液路模块（5）；

其中，所述增压泄放模块（2）通过多个管道分别与氮气供给模块（1）和推进剂储罐模块（3）连通，所述供给液路模块（5）通过多个管道分别与推进剂储罐模块（3）和火箭发动机（4）连通；

所述火箭发动机（4）测试时，所述氮气供给模块（1）提供高压氮气，所述增压泄放模块（2）将所述氮气供给模块（1）提供的高压氮气输送至推进剂储罐模块（3）中，并将所述推进剂储罐模块（3）增压至试验压力，所述供给液路模块（5）将增加至试验压力的推进剂储罐模块（3）中的推进剂输送至所述火箭发动机（4）中；

其中，所述氮气供给模块（1）包括：

制氮机（11）、高压增压机（12）、高压储气瓶组（13）以及综合配气台（14）；

其中，所述高压增压机（12）分别与制氮机（11）和高压储气瓶组（13）连通，所述高压储气瓶组（13）与所述综合配气台（14）连通；

所述综合配气台（14）与所述增压泄放模块（2）连通，所述综合配气台（14）用于对高压储气瓶组（13）中的高压氮气进行调压并分配至增压泄放模块（2）中；

所述增压泄放模块（2）包括：液氧罐增压泄放组件（21）和煤油增压泄放组件（22），所述液氧罐增压泄放组件（21）和煤油增压泄放组件（22）均与所述综合配气台（14）连通；

所述推进剂储罐模块（3）包括：液氧储罐模块（31）和煤油储罐模块（32）；

所述液氧储罐模块（31）分别与所述液氧罐增压泄放组件（21）和供给液路模块（5）连通，所述煤油储罐模块（32）分别与所述煤油增压泄放组件（22）和供给液路模块（5）连通；

所述液氧罐增压泄放组件（21）将所述综合配气台（14）分配的高压氮气输送至液氧储罐模块（31）中，并将所述液氧储罐模块（31）增压至第一试验压力；

所述煤油增压泄放组件（22）将所述综合配气台（14）分配的高压氮气输送至煤油储罐模块（32）中，并将所述煤油储罐模块（32）增压至第二试验压力；所述液氧罐增压泄放组件（21）包括：

第一缓冲管（211）和多个第一增压支路；

每个所述第一增压支路的进气端均与所述综合配气台（14）连通，每个所述第一增压支路的出气端均与所述第一缓冲管（211）连通，所述第一增压支路上均设置有第一增压电磁阀（212）和第一可调孔板（213）；

所述第一缓冲管（211）与所述液氧储罐模块（31）连通，所述第一缓冲管（211）通过多个第一增压支路将所述综合配气台（14）分配的高压氮气输送至所述液氧储罐模块（31）中，将所述液氧储罐模块（31）增压至第一试验压力；

所述液氧储罐模块（31）包括：高压液氧储罐（311）、低压液氧储罐（312）、第一增压分流管（313）以及第一液相汇流管（314）；

其中，所述第一增压分流管（313）与所述第一缓冲管（211）连通，所述第一液相汇流管（314）与所述供给液路模块（5）连通；

所述高压液氧储罐（311）的第一端和低压液氧储罐（312）的第一端均与所述第一增压分流管（313）连通，所述高压液氧储罐（311）的第二端和低压液氧储罐（312）的第二端均与第一液相汇流管（314）连通；

所述第一缓冲管（211）中的高压氮气通过第一增压分流管（313）输送至高压液氧储罐（311）和低压液氧储罐（312）中，将所述高压液氧储罐（311）和低压液氧储罐（312）增压至第一试验压力，所述高压液氧储罐（311）或低压液氧储罐（312）在第一试验压力下，通过第一液相汇流管（314）将储罐内液氧输送至所述供给液路模块（5）中。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，其特征在于，所述供给液路模块（5）包括：液氧推进剂分流管（53）、煤油推进剂分流管（54）以及至少一个测试工位，所述火箭发动机（4）安装在所述测试工位上；

其中，每个所述测试工位上均设置有一个用于连通所述火箭发动机（4）的液氧供给液路（51）和一个用于连通所述火箭发动机（4）的煤油供给液路（52）；

所述液氧供给液路（51）均与所述液氧推进剂分流管（53）连通，所述液氧推进剂分流管（53）与所述液氧储罐模块（31）连通；

所述煤油供给液路（52）均与所述煤油推进剂分流管（54）连通，所述煤油推进剂分流管（54）与所述煤油储罐模块（32）连通。

3.根据权利要求1所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，其特征在于，所述液氧储罐模块（31）还包括：至少一组移动式低压液氧储罐（33）的连接装置，每组连接装置均包括：

第一气体金属软管（331），所述第一气体金属软管（331）与所述第一增压分流管（313）连通，且所述第一气体金属软管（331）上设置有第一阀门；

第一液路金属软管（332），所述第一液路金属软管（332）与所述第一液相汇流管（314）连通，且所述第一液路金属软管（332）上设置有第二阀门。

4.根据权利要求2所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，其特征在于，所述液氧供给液路（51）包括：第一供给管道（511）和第一主路排空管道（512）；

所述第一供给管道（511）的进液端与所述液氧推进剂分流管（53）连通，所述第一供给管道（511）的出液端与所述火箭发动机（4）连通；

所述第一供给管道（511）的进液端设置有第一可调汽蚀文氏管（513），所述第一供给管道（511）的出液端设置有第一主路截止阀（514）；

所述第一主路排空管道（512）上设置有第一排空电磁阀（5121），所述第一主路排空管道（512）设置在第一可调汽蚀文氏管（513）和第一主路截止阀（514）之间，且与所述第一供给管道（511）连通。

5.根据权利要求4所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，其特征在于，所述增压泄放模块（2）还包括：吹除模块（6），所述吹除模块（6）分别与所述综合配气台（14）和供给液路模块（5）连通。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机热试车台气液供应系统，其特征在于，所述液氧供给液路（51）还包括：

第一主路吹除管道（61），所述第一主路吹除管道（61）分别与所述液氧推进剂分流管（53）和所述吹除模块（6）连通，所述第一主路吹除管道（61）上设置有第一主路吹除电磁阀（611）和第一主路吹除单向阀（612）；

第一产品吹除管道（62），所述第一产品吹除管道（62）分别与所述第一供给管道（511）和所述吹除模块（6）连通，所述第一产品吹除管道（62）上设置有第一产品吹除电磁阀（613）和第一产品吹除单向阀（614）。

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