CN115752933A - 一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，包括密封件检漏装置，密封件检漏装置内放置有待测试密封件；待测试密封件的进气端与配气台的出气端相连通，配气台的进气端与气源装置相连通，待测试密封件的出气端与氦质谱检漏仪相连通；密封件检漏装置的进液氮端与液氮罐相连通。本发明将液氮仓中的液氮作为第一重冷却源，将测试仓中的液氮作为第二重冷却源，通过上述双重冷却使得待测试密封件能够快速达到所需低温；与现有技术中的检漏装置相比，本发明的低温检漏测试系统的测试仓最低温度可以达到‑190℃，能够快速有效地进行低温气密试验，对评估液体火箭发动机密封件作出准确评估。

Description

一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统

技术领域

本发明属于液体火箭发动机技术领域，涉及液体火箭发动机金属密封，具体涉及一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统。

背景技术

发动机密封件的密封性能的往往需要通过试验评估，试验平台及方法随不同温度、介质、泄漏量要求而变化。

对于常温试验，通常采用收集法(如国家标准QJ1610-89规定的《阀门气体泄漏率分级及其检测》)、充压浸泡法(如国家标准QJ1610-89规定的《阀门气体泄漏率分级及其检测》)、直测法(如国家标准GB/T 15823-2009规定的《无损检测氦泄漏检测方法》)，上述方法的试验介质为水、压缩空气、氮气、氦气等，最小可检漏率为1×10^-5Pa·m³/s。当泄漏精度要求高时，往往采用氦气检测，检测方法包括容器累积法(如国家标准QJ 3089-99规定的《氦质谱正压检漏方法》)、氦罩法(如国家标准GB/T 15823-2009规定的《无损检测氦泄漏检测方法》)，最小可检漏率可达1×10^-11Pa·m³/s，上述方法的原理相似，均为在密封件的密封腔内通入一定压力的气体，在待检密封构件外进行检测，区别在于待检密封构件外选择何种方法检测、可检漏率的大小。

对于高温试验，方法与常温试验类似，试验介质为压缩空气、氮气、氦气等。例如申请公布号为CN103698090A的中国专利公开了一种胶圈密封试验装置及试验方法，该试验方法给出的测试温度环境为常温，压力为0～2MPa。

对于低温试验，申请公布号为CN104677552A的中国专利公开了一种密封圈密封性能试验装置及方法，该试验方法能达到的最低温度为-30℃；申请公布号为CN109323822A的中国专利公开了一种密封胶密封性能试验装置及方法，该方法给出的试验温度为-55℃～80℃。上述专利最低温度为-55℃，属于橡胶可使用范围，对于低温液体火箭发动机，介质为液氢、液氧、液体甲烷，温度达-253～-180℃，常规的橡胶发生脆化，无法使用，通常采用金属密封。

在检测液体火箭发动机的密封性能时，常温试验可以采用上述的常温试验方法进行检测，然而对于低温试验，直接采用上述方法无法实现金属密封构件的密封性能考核，主要原因有以下几点：

第一，常规低温检测方法中所到达的温度无法满足低温液体火箭发动机工作环境的温度，并且存在降温和升温太慢问题。

第二，整个检测设备的环境本底为空气，存在一定量的氦气，使用氦质谱检漏仪进行检漏时候，环境本底的氦气被吸入检漏仪，存在一定的误差，影响检测精度。

第三，常温的检测介质直接通入到低温环境下的密封试验工装内，容易造成试验工装温度变化，影响测试精度。

第四，密封泄漏测试方法中使用的辅助密封圈为橡胶圈，橡胶圈一般能达到的温度为-55℃，极限温度可达-80℃，更低的温度下，橡胶圈发生低温脆化，无法满足使用要求，需采用辅助金属密封替代，然而辅助金属密封容易泄漏，进而影响到金属密封待试件的泄漏检测精度。

由于上述的低温高压复杂环境的快速降温/升温、气体环境、密封试验工装和密封结构等诸多问题，导致目前难以准确检测和评估液体火箭发动机密封件在低温下的密封性能。

发明内容

针对现有技术存在的不足，本发明的目的在于，提供了一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，解决现有技术中的难以准确检测和评估液体火箭发动机密封件在低温下的密封性能的技术问题。

为了解决上述技术问题，本发明采用如下技术方案予以实现：

一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，包括密封件检漏装置，密封件检漏装置内放置有待测试密封件；所述的待测试密封件的进气端与配气台的出气端相连通，配气台的进气端与气源装置相连通，待测试密封件的出气端与氦质谱检漏仪相连通；所述的密封件检漏装置的进液氮端与液氮罐相连通。

所述的密封件检漏装置包括液氮槽，液氮槽的顶端设置有液氮槽密封盖，液氮槽的底端封闭，液氮槽内设置有测试仓壳体，测试仓壳体的底端封闭，测试仓壳体的顶端固定设置有测试仓密封盖。

所述的测试仓壳体和测试仓密封盖所围成的密封空间为测试仓，测试仓内放置有待测试密封件，测试仓壳体的侧壁上开设有测试仓液氮入口，测试仓液氮入口处设置有测试仓液氮输入管道，测试仓通过测试仓液氮入口处和测试仓液氮输入管道与液氮罐相连通；所述的测试仓壳体的侧壁上还开设有密封件检漏口，密封件检漏口处设置有密封件检漏管道，测试仓通过密封件检漏口和密封件检漏管道与氦质谱检漏仪相连通。

所述的液氮槽、液氮槽密封盖和测试仓壳体所围成的空间为液氮仓；所述的液氮槽的侧壁上开设有液氮槽液氮入口，液氮槽液氮入口处设置有液氮槽液氮输入管道，液氮仓通过液氮槽液氮入口处和液氮槽液氮输入管道与液氮罐相连通。

所述的待测试密封件包括密封件下半部，密封件下半部放置在测试仓壳体的内底壁上，密封件下半部的顶端上固定设置有密封件上半部，密封件上半部和密封件下半部所围成的密闭空间为密封腔；所述的密封件上半部上开设有测试气体入口，测试气体入口处设置有测试气体输入管道，密封腔通过测试气体入口和测试气体输入管道与配气台的出气端相连通。

本发明还具有如下技术特征：

所述的测试仓内的温度为-190℃～20℃，测试仓内的气压为100Pa～0.1Pa。

所述的密封件检漏管道还与抽气管道的进气端相连通，抽气管道的出气端与真空泵相连通。

所述的液氮槽的底壁上开设有液氮槽排液口，液氮槽排液口处设置有液氮槽排液管道，液氮槽排液管道与液氮仓相连通；所述的测试仓壳体的底壁上开设有测试仓排液口，测试仓排液口处设置有测试仓排液管道，测试仓排液管道与测试仓相连通；测试仓壳体的侧壁上开设有吹除口，吹除口处设置有吹除管道，吹除管道与测试仓相连通。

所述的测试仓密封盖上设置有测试仓安全阀。

所述的测试仓壳体和液氮槽之间设置有支撑柱，支撑柱的顶端固设在测试仓壳体的外底壁上，支撑柱的底端固设在液氮槽的内底壁上。

所述的液氮槽内设置有液氮温度传感器；所述的测试仓内设置有密封件温度传感器和测试仓环境温度传感器。

所述的配气台包括第一主进气管道，第一主进气管道的进气端与气源装置相连通，第一主进气管道的出气端与低压配气管道、中压配气管道和高压配气管道的进气端均相连通，低压配气管道、中压配气管道和高压配气管道的出气端与测试气体输入管道相连通；

所述的气源装置包括多个气瓶，多个气瓶均与气体输送管道的进气端相连通，气体输送管道的出气端与气体增压泵的进气端相连通，气体增压泵的出气端与配气台相连通。

所述的液氮罐包括液氮罐罐体，液氮罐罐体的底部设置有主液氮输送管道，主液氮输送管道与液氮槽液氮输入管道和测试仓液氮输入管道均相连通；所述的液氮罐罐体的顶端上设置有液氮罐安全阀，液氮罐罐体的底端固设有液氮罐支撑腿，液氮罐罐体的侧壁上设置有液位指示器和上/下进液口管，液氮罐罐体的侧壁上还设置有增压器；所述的液氮罐罐体的内壁上涂覆有保温层。

本发明与现有技术相比，具有如下技术效果：

(Ⅰ)本发明的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，将液氮仓中的液氮作为第一重冷却源，将测试仓中的液氮作为第二重冷却源，由于测试仓处于真空环境，因此注入液氮后能够进行深度冷却，通过上述双重冷却使得待测试密封件能够快速达到所需低温；与现有技术中的检漏装置相比，本发明的低温检漏测试系统的测试仓最低温度可以达到-190℃，能够快速有效地进行低温气密试验，对评估液体火箭发动机密封件作出准确评估。

(Ⅱ)本发明的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，采用抽气口、抽气管道和真空泵对测试仓进行抽真空处理，排除了环境本底中存留的氦气影响试验结果，进一步提高了试验的准确性。

(Ⅲ)本发明的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，将试验介质气体管路部分设置在液氮槽中进行氦气冷却，能够防止常温氦气进入密封件检漏装置中，影响试验温度。

(Ⅳ)本发明的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，采用氦质谱检漏仪进行气体检测和数据分析，该仪器易操作、响应速度快且灵敏度高，能够实现精准的定量分析。

附图说明

图1为液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统的整体结构示意图。

图2为密封件检漏装置的结构示意图。

图3为配气台的结构示意图。

图4为底座的结构示意图。

图5为操作台的结构示意图。

图6为液氮罐的结构示意图。

图中各标号的含义为：1-密封件检漏装置，2-待测试密封件，3-配气台，4-气源装置，5-氦质谱检漏仪，6-液氮罐，7-测试仓液氮输入管道，8-密封件检漏管道，9-液氮槽液氮输入管道，10-测试气体输入管道，11-抽气管道，12-真空泵，13-液氮槽排液管道，14-测试仓排液管道，15-吹除管道，16-液氮温度传感器，17-密封件温度传感器，18-测试仓环境温度传感器，19-过滤器，20-气体流量计，21-操作台，22-底座；

101-液氮槽，102-液氮槽密封盖，103-测试仓壳体，104-测试仓密封盖，105-测试仓，106-密封件检漏口，107-测试仓液氮入口，108-液氮仓，109-液氮槽液氮入口，110-液氮槽排液口，111-测试仓排液口，112-吹除口，113-测试仓安全阀，114-支撑柱；

201-密封件下半部，202-密封件上半部，203-密封腔，204-测试气体入口；

301-第一主进气管道，302-低压配气管道，303-中压配气管道，304-高压配气管道，305-第二主进气管道，306-配气台吹除管道，307-减压阀控制管道，308-气动阀控制管道，309-定压减压器，310-管道安全阀；

401-气瓶，402-气体输送管道，403-气体增压泵；

601-液氮罐罐体，602-主液氮输送管道，603-液氮罐安全阀，604-液氮罐支撑腿，604-液位指示器，605-上/下进液口管，606-增压器。

以下结合实施例对本发明的具体内容作进一步详细解释说明。

具体实施方式

需要说明的是，本发明中的所有零部件和仪器，在没有特殊说明的情况下，均采用本领域已知的零部件和仪器，例如：氦质谱检漏仪5采用现有技术中已知的氦质谱检漏仪。管道均采用现有技术中已知的低温真空管。

以下给出本发明的具体实施例，需要说明的是本发明并不局限于以下具体实施例，凡在本申请技术方案基础上做的等同变换均落入本发明的保护范围。

实施例：

本实施例给出一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，如图1所示，包括密封件检漏装置1，密封件检漏装置1内放置有待测试密封件2；待测试密封件2的进气端与配气台3的出气端相连通，配气台3的进气端与气源装置4相连通，待测试密封件2的出气端与氦质谱检漏仪5相连通；密封件检漏装置1的进液氮端与液氮罐6相连通。

如图2所示，密封件检漏装置1包括液氮槽101，液氮槽101的顶端设置有液氮槽密封盖102，液氮槽101的底端封闭，液氮槽101内设置有测试仓壳体103，测试仓壳体103的底端封闭，测试仓壳体103的顶端固定设置有测试仓密封盖104。

如图2所示，测试仓壳体103和测试仓密封盖104所围成的密封空间为测试仓105，测试仓105内放置有待测试密封件2，测试仓壳体103的侧壁上开设有测试仓液氮入口107，测试仓液氮入口107处设置有测试仓液氮输入管道7，测试仓105通过测试仓液氮入口107处和测试仓液氮输入管道7与液氮罐6相连通；测试仓壳体103的侧壁上还开设有密封件检漏口106，密封件检漏口106处设置有密封件检漏管道8，测试仓105通过密封件检漏口106和密封件检漏管道8与氦质谱检漏仪5相连通。

如图2所示，液氮槽101、液氮槽密封盖102和测试仓壳体103所围成的空间为液氮仓108；液氮槽101的侧壁上开设有液氮槽液氮入口109，液氮槽液氮入口109处设置有液氮槽液氮输入管道9，液氮仓108通过液氮槽液氮入口109处和液氮槽液氮输入管道9与液氮罐6相连通。

如图2所示，待测试密封件2包括密封件下半部201，密封件下半部201放置在测试仓壳体103的内底壁上，密封件下半部201的顶端上固定设置有密封件上半部202，密封件上半部202和密封件下半部201所围成的密闭空间为密封腔203；密封件上半部202上开设有测试气体入口204，测试气体入口204处设置有测试气体输入管道10，密封腔203通过测试气体入口204和测试气体输入管道10与配气台3的出气端相连通。

本实施例中，采用铟丝密封结构连接测试仓密封盖104和测试仓壳体103，该铟丝密封结构包括两个法兰，两个法兰之间设置有铟丝密封圈，该铟丝密封结构能够保证强低温情况下的测试仓105能够处于密闭状态，防止因测试仓105泄漏而导致试验泄漏量存在误差。

本实施例中，液氮槽101用于对测试仓105进行冷却，若试验过程中待测试密封件2的冷却速度过慢，可向测试仓105内注入液氮，促进待测试密封件2的快速冷却。

本实施例中，氦质谱检漏仪5、真空泵12、密封件检漏装置1和相关连接管路采用集成的方式安装在一辆推车上，以方便移动。氦质谱检漏仪5具有吸枪和真空检漏模式，能够满足常温、低温气密试验中的漏率检测，以外还配有校准漏孔，便于设备状态检测和试验数据分析。

本实施例中，液氮槽密封盖102能够有效降低液氮挥发量。本实施例中，测试仓密封盖104采用焊接方式与测试仓壳体103连接，完全保证无其他泄漏的发生，确保试验结果的准确性。

作为本实施例的一种具体方案，测试仓105内的温度为-160℃，测试仓105内的气压为100Pa。

作为本实施例的一种具体方案，如图2所示，测试仓壳体103的侧壁上开设有抽气口110，抽气口110处设置有抽气管道11，抽气管道11的进气端与测试仓105相连通，抽气管道11的出气端与真空泵12相连通。

本实施例中，通过真空泵12、抽气管道11和抽气口110对测试仓105进行抽真空，保证测试仓105处于真空状态。

作为本实施例的一种具体方案，如图2所示，液氮槽101的底壁上开设有液氮槽排液口110，液氮槽排液口110处设置有液氮槽排液管道13，液氮槽排液管道13与液氮仓108相连通；测试仓壳体103的底壁上开设有测试仓排液口111，测试仓排液口111处设置有测试仓排液管道14，测试仓排液管道14与测试仓105相连通；测试仓壳体103的侧壁上开设有吹除口112，吹除口112处设置有吹除管道15，吹除管道15与测试仓105相连通。

本实施例中，通过液氮槽排液口110、液氮槽排液管道13、测试仓排液口111和测试仓排液管道14将液氮仓108和测试仓105中的液氮排出，通过吹除口112和吹除管道15，能够进一步促进测试仓105中液氮的排出。

作为本实施例的一种具体方案，如图2所示，测试仓密封盖104上设置有测试仓安全阀113。

本实施例中，当排气路不能满足排气流量要求时，测试仓安全阀113在内压作用下克服阀芯重力将测试仓密封盖104顶开，保证测试仓105内的压力小于0.1MPa。

作为本实施例的一种具体方案，如图2所示，测试仓壳体103和液氮槽101之间设置有支撑柱114，支撑柱114的顶端固设在测试仓壳体103的外底壁上，支撑柱114的底端固设在液氮槽101的内底壁上，支撑柱114起到支撑稳定作用。

作为本实施例的一种具体方案，如图2所示，液氮槽101内设置有液氮温度传感器16；测试仓105内设置有密封件温度传感器17和测试仓环境温度传感器18。

本实施例中，液氮温度传感器16密封件温度传感器17和测试仓环境温度传感器18均采用现有技术中已知的T型热电偶。密封件温度传感器17的一端通过低温胶粘贴于待测试密封件2的表面，用于监测待测试密封件2的温度。测试仓环境温度传感器18用于监测测试仓105的温度。液氮温度传感器16用于监测液氮槽101内的液氮温度，当液氮槽101内的液氮、待测试密封件2和测试仓105的温度达到试验要求时，停止注入液氮。

本实施例中，液氮温度传感器16、密封件温度传感器17和测试仓环境温度传感器18均与数据采集系统相连接，数据采集系统采用现有技术中已知的常规的数据采集系统，该系统包括包括现场测控单元和测控间总控单元，采取以太网控制自动化技术，现场测控单元能够实现完整的试验测控功能，测控间总控单元与现场测控单元通过以太网通讯实现远程测控。通过上述设计使得数据采集系统能够精确地控制和实时采集数据，计算并保存到数据库中，采集的数据包括试验件温度、液氮槽温度、真空度、试验压力和泄漏大小。

作为本实施例的一种具体方案，如图3所示，配气台3包括第一主进气管道301，第一主进气管道301的进气端与气源装置4相连通，第一主进气管道301的出气端与低压配气管道302、中压配气管道303和高压配气管道304的进气端均相连通，低压配气管道302、中压配气管道303和高压配气管道304的出气端与测试气体输入管道10相连通；

配气台3还包括第二主进气管道305，第二主进气管道305的进气端与气源装置4相连通，第二主进气管道305的出气端与配气台吹除管道306、减压阀控制管道307和气动阀控制管道308相连通。

本实施例中，低压配气管道302、中压配气管道303、高压配气管道304、配气台吹除管道306、减压阀控制管道307和气动阀控制管道308上均设置有设置有定压减压器309和管道安全阀310。当定压减压器309出现失效或操作失误造成定压减压器309出口压力超压时，管道安全阀310打开，能够防止人员伤亡和设备损坏事故发生。

本实施例中，根据实际需求，配气台3的管道上还设置有过滤器19和气体流量计20。

作为本实施例的一种具体方案，如图1所示，气源装置4包括多个气瓶401，多个气瓶401均与气体输送管道402的进气端相连通，气体输送管道402的出气端与气体增压泵403的进气端相连通，气体增压泵403的出气端与配气台3相连通。

本实施例中，气源装置4和配气台3能够为试验过程提供高压的试验用氦气/氮气、测试仓105吹除氮气以及气驱泵驱动氮气。

本实施例中，如图4和图5所示，多个气瓶401被分为多组，包括高压气瓶组、低压气瓶组和中压气瓶组，中压气瓶组的气瓶401管汇连接在一起，每个气瓶401能够随时更换，不影响其他气瓶的工作；高压气瓶组的气瓶401管汇连接一起，同时带有压力表和安全阀，高压部分的管路封闭在金属壳体内；阀门与增压部分以及主要管汇集中在操作台21上，操作台21与气瓶组设置在底座22上，主要阀门和管路在操作台21的金壳体内，以确保安全。

本实施例中，从操作台21能够设置气体增压泵403的开启与停止压力，自动控制试验系统的最高压力。操作台21控制一方面能够从物理上将人与高压管路等与人隔绝，另一方面能够从二次仪表上自主控制高压气源的最高压力不会超过最高允许压力；二次仪表同时将采集的信号输送到工控机，由软件实时监控高压气瓶的气体压力，一旦发生超压，系统可以自动报警；在高压气源超压时，还有安全阀进行放气，从而保证气源压力不会超标。上述设计从多个角度保证了安全性能，确保设备和人的安全。

作为本实施例的一种具体方案，如图6所示，液氮罐6包括液氮罐罐体601，液氮罐罐体601的底部设置有主液氮输送管道602，主液氮输送管道602与液氮槽液氮输入管道9和测试仓液氮输入管道7均相连通；液氮罐罐体601的顶端上设置有液氮罐安全阀603，液氮罐罐体601的底端固设有液氮罐支撑腿604，液氮罐罐体601的侧壁上设置有液位指示器604和上/下进液口管605，液氮罐罐体601的侧壁上还设置有增压器606；液氮罐罐体601的内壁上涂覆有保温层。

本实施例中，液位指示器604的左上接口为液位计上口管，右上接口为充满指示口管，下面接口为液位计下口管，液位指示器604能够精确的指示出液氮罐6内液氮的余量。上/下进液口管605用于液氮的加注和输出，此外，上/下进液口管605还具有排液出口，用于排除液氮罐内残余液氮。通过上述设计输的该液氮罐6能够安全地为试验提供液氮。

本发明的工作过程如下：

第一，通过主液氮输送管道602、液氮槽液氮输入管道9和液氮槽液氮入口109，将液氮罐6中的液氮注入到液氮仓108中，液氮加注过程中观察液氮温度传感器16，确保达到了所需温度后，手动关闭液氮槽液氮输入管道9上的阀门，完成液氮仓108的液氮加注。

第二，液氮仓108的液氮加注完成后，观察密封件温度传感器17，如果待测试密封件2的温度降低速度慢，则通过主液氮输送管道602、测试仓液氮输入管道7和测试仓液氮入口107，将液氮罐6中的液氮注入到测试仓105中，液氮加注过程中观察测试仓环境温度传感器18，确保达到了所需温度后，手动关闭测试仓液氮输入管道7上的阀门，完成测试仓105的液氮加注。

第三，继续观察密封件温度传感器17，当待测试密封件2的温度达到了所需温度后，通过气源装置4、吹除口112和吹除管道15将氦气源注入测试仓105中，促使液氮从测试仓排液管道14中排出；然后打开真空泵12，通过抽气管道11和抽气口110将气体从测试仓105中抽出，完成抽气后关闭抽气管道11上的阀门。

第四，通过测试气体输入管道10和测试气体入口204将气体注入密封腔203中，气体进入密封腔203中后会通过密封件检漏口106和密封件检漏管道8流至氦质谱检漏仪5中，分析数据后即能获得待测试密封件2的密封性能。

第五，试验结束后，打开液氮槽排液管道13，通过液氮槽排液口110和液氮槽排液管道13将液氮仓108中的液氮排出。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，包括密封件检漏装置(1)，密封件检漏装置(1)内放置有待测试密封件(2)；所述的待测试密封件(2)的进气端与配气台(3)的出气端相连通，配气台(3)的进气端与气源装置(4)相连通，待测试密封件(2)的出气端与氦质谱检漏仪(5)相连通；所述的密封件检漏装置(1)的进液氮端与液氮罐(6)相连通；

所述的密封件检漏装置(1)包括液氮槽(101)，液氮槽(101)的顶端设置有液氮槽密封盖(102)，液氮槽(101)的底端封闭，液氮槽(101)内设置有测试仓壳体(103)，测试仓壳体(103)的底端封闭，测试仓壳体(103)的顶端固定设置有测试仓密封盖(104)；

所述的测试仓壳体(103)和测试仓密封盖(104)所围成的密封空间为测试仓(105)，测试仓(105)内放置有待测试密封件(2)，测试仓壳体(103)的侧壁上开设有测试仓液氮入口(107)，测试仓液氮入口(107)处设置有测试仓液氮输入管道(7)，测试仓(105)通过测试仓液氮入口(107)处和测试仓液氮输入管道(7)与液氮罐(6)相连通；所述的测试仓壳体(103)的侧壁上还开设有密封件检漏口(106)，密封件检漏口(106)处设置有密封件检漏管道(8)，测试仓(105)通过密封件检漏口(106)和密封件检漏管道(8)与氦质谱检漏仪(5)相连通；

所述的液氮槽(101)、液氮槽密封盖(102)和测试仓壳体(103)所围成的空间为液氮仓(108)；所述的液氮槽(101)的侧壁上开设有液氮槽液氮入口(109)，液氮槽液氮入口(109)处设置有液氮槽液氮输入管道(9)，液氮仓(108)通过液氮槽液氮入口(109)处和液氮槽液氮输入管道(9)与液氮罐(6)相连通；

所述的待测试密封件(2)包括密封件下半部(201)，密封件下半部(201)放置在测试仓壳体(103)的内底壁上，密封件下半部(201)的顶端上固定设置有密封件上半部(202)，密封件上半部(202)和密封件下半部(201)所围成的密闭空间为密封腔(203)；所述的密封件上半部(202)上开设有测试气体入口(204)，测试气体入口(204)处设置有测试气体输入管道(10)，密封腔(203)通过测试气体入口(204)和测试气体输入管道(10)与配气台(3)的出气端相连通。

2.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的测试仓(105)内的温度为-190℃～20℃，测试仓(105)内的气压为100Pa～0.1Pa。

3.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的密封件检漏管道(8)还与抽气管道(11)的进气端相连通，抽气管道(11)的出气端与真空泵(12)相连通。

4.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的液氮槽(101)的底壁上开设有液氮槽排液口(110)，液氮槽排液口(110)处设置有液氮槽排液管道(13)，液氮槽排液管道(13)与液氮仓(108)相连通；

所述的测试仓壳体(103)的底壁上开设有测试仓排液口(111)，测试仓排液口(111)处设置有测试仓排液管道(14)，测试仓排液管道(14)与测试仓(105)相连通；测试仓壳体(103)的侧壁上开设有吹除口(112)，吹除口(112)处设置有吹除管道(15)，吹除管道(15)与测试仓(105)相连通。

5.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的测试仓密封盖(104)上设置有测试仓安全阀(113)。

6.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的测试仓壳体(103)和液氮槽(101)之间设置有支撑柱(114)，支撑柱(114)的顶端固设在测试仓壳体(103)的外底壁上，支撑柱(114)的底端固设在液氮槽(101)的内底壁上。

7.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的液氮槽(101)内设置有液氮温度传感器(16)；所述的测试仓(105)内设置有密封件温度传感器(17)和测试仓环境温度传感器(18)。

8.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的配气台(3)包括第一主进气管道(301)，第一主进气管道(301)的进气端与气源装置(4)相连通，第一主进气管道(301)的出气端与低压配气管道(302)、中压配气管道(303)和高压配气管道(304)的进气端均相连通，低压配气管道(302)、中压配气管道(303)和高压配气管道(304)的出气端与测试气体输入管道(10)相连通；

所述的配气台(3)还包括第二主进气管道(305)，第二主进气管道(305)的进气端与气源装置(4)相连通，第二主进气管道(305)的出气端与配气台吹除管道(306)、减压阀控制管道(307)和气动阀控制管道(308)相连通。

9.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的气源装置(4)包括多个气瓶(401)，多个气瓶(401)均与气体输送管道(402)的进气端相连通，气体输送管道(402)的出气端与气体增压泵(403)的进气端相连通，气体增压泵(403)的出气端与配气台(3)相连通。

10.如权利要求1所述的液体火箭发动机密封件的低温检漏测试系统，其特征在于，所述的液氮罐(6)包括液氮罐罐体(601)，液氮罐罐体(601)的底部设置有主液氮输送管道(602)，主液氮输送管道(602)与液氮槽液氮输入管道(9)和测试仓液氮输入管道(7)均相连通；所述的液氮罐罐体(601)的顶端上设置有液氮罐安全阀(603)，液氮罐罐体(601)的底端固设有液氮罐支撑腿(604)，液氮罐罐体(601)的侧壁上设置有液位指示器(604)和上/下进液口管(605)，液氮罐罐体(601)的侧壁上还设置有增压器(606)；所述的液氮罐罐体(601)的内壁上涂覆有保温层。

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