CN117703635A - 一种液体火箭发动机用分级起动热试系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种液体火箭发动机用分级起动热试系统及方法，属于液体火箭发动机设计技术领域。该系统不改变点火器起动能量，取消了试车系统中电控调节阀的使用，代之以装有汽蚀管、音速喷嘴或孔板等调节元件和截止阀的并联管路，提高了试验系统的稳定性与可靠性，在使用同款点火器的情况下能够适应不同的试车工况，并联管路的使用减少了泄出起动过程中推进剂的浪费，提高了对于小容量储箱试验台的工作适应性。本发明使发动机能够可靠稳定点火起动，在偏离额定工况的状态下顺利完成热试车。

Description

一种液体火箭发动机用分级起动热试系统及方法

技术领域

本发明属于液体火箭发动机设计技术领域，涉及适用于双组元液体火箭发动机分级起动可靠点火的热试系统及方法。

背景技术

液体火箭发动机具有开关机自由、可重复使用以及推力可调等特点，随着航天事业的发展，对液体火箭发动机的可重复使用性和变工况适应性提出了更高的需求。液体火箭发动机研试过程中经常需要对燃烧装置开展挤压试车，对于混合比过高或过低等偏离额定工况的试车状态，发动机的起动过程存在点火不稳定和工作不可靠等多方面隐患，因此，有必要设计合理的试验方法，确保发动机在偏离额定工况的试车状态下依然能够稳定可靠的点火起动。

目前常用的对于偏离额定工况的试车方法主要包括：提高点火器起动能量在偏离额定工况状态直接点火起动，在试车过程中采用调节阀改变工况。这些方法均有很多不足，提高点火器起动能量的方法通常为增加点火器的装药量或推进剂流量，但这种方法存在很多不足：(1)点火器能量过大会增加点火器管路的热负荷，可能对产品结构造成破坏；(2)对于火药点火器增加装药量会导致点火后火药渣过多，存在引入多余物影响喷注器工作性能的风险；(3)点火器装药量受点火器自身结构限制，若针对不同工况投产不同的点火器，生产周期和研制成本都将大幅增加，影响产品生产进度。在试车过程中采用调节阀改变试车工况对调节阀的响应时间、动作一致性、质量可靠性有较高的要求，试车效果受调节阀产品质量和性能影响严重。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种适用于双组元液体火箭发动机分级起动可靠点火的热试系统及方法，使发动机能够可靠稳定点火起动，在偏离额定工况的状态下顺利完成热试车。

本发明解决技术的方案是：

一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，包括燃烧试验件和推进剂供应系统；

所述燃烧试验件包括燃气发生器和安装在燃气发生器上的点火器；

所述推进剂供应系统包括氧化剂供应系统和燃料供应系统；

氧化剂供应系统包括氧化剂供应管路、氧化剂主路汽蚀管、氧化剂吹出路孔板、氧化剂主阀、氧化剂泄出路孔板和氧化剂泄出阀；氧化剂主路汽蚀管安装在氧化剂供应管路入口端，氧化剂主阀安装在氧化剂供应管路上，且氧化剂主阀的主路入口与氧化剂主路汽蚀管的出口连通，氧化剂主阀的第一出口与燃气发生器的氧化剂入口连通；氧化剂吹出路孔板的出口与氧化剂主阀的吹除路入口连通；氧化剂主阀的第二出口与氧化剂泄出管路连通，氧化剂泄出管路上沿泄出方向依次设置有氧化剂泄出路孔板和氧化剂泄出阀；

燃料供应系统包括燃料供应管路、燃料主路汽蚀管、燃料支路节流孔板、燃料支路截止阀、燃料路吹除孔板、燃料路吹除阀、燃料路主阀、燃料路泄出孔板和燃料路泄出阀；燃料供应管路包括入口管路、第一支路、第二支路和主管路；入口管路通过第一支路和第二支路的并联管路与主管路连接；燃料主路汽蚀管安装在入口管路中，燃料支路节流孔板安装在第一支路中，燃料支路截止阀安装在第二支路中，燃料路主阀安装在主管路中，燃料主路汽蚀管出口同时与燃料支路节流孔板入口和燃料支路截止阀入口连通，燃料支路节流孔板出口和燃料支路截止阀出口同时与燃料路主阀入口连通，燃料路主阀第一出口与燃气发生器的推进剂入口连通；燃料路主阀第二出口与燃料泄出管路连通，燃料泄出管路上沿泻出方向依次设置有燃料路泄出孔板和燃料路泄出阀；燃料路主阀第一出口和燃气发生器的推进剂入口之间的主管路上设置有燃料吹除管路，燃料吹除管路上沿吹除方向依次设置有燃料路吹除孔板、燃料路吹除阀。

优选的，所述氧化剂主路汽蚀管和燃料主路汽蚀管的流量系数满足：氧化剂和燃料的混合比偏离额定工况。

优选的，燃料供应管路的入口管路、第一支路、第二支路和主管路采用一体化设计。

优选的，所述燃气发生器为实际产品的模拟件，包括头部和身部。

优选的，氧化剂泄出路孔板能够替换为氧化剂泄出路汽蚀管；氧化剂吹除路孔板能够替换为氧化剂吹除路音速喷嘴

优选的，燃料路泄出孔板能够替换为燃料路泄出汽蚀管；燃料路吹除孔板能够替换为燃料路吹除音速喷嘴。

一种液体火箭发动机用分级起动热试方法，包括：

关闭氧化剂主阀和燃料路主阀，向氧化剂供应管路通氧化剂，向燃料供应系统通燃料，打开氧化剂泄出阀和燃料路泄出阀，实现热试系统预冷；

关闭氧化剂主阀的主路，打开吹除路；从氧化剂吹出路孔板通入惰性气体；关闭燃料路主阀，打开燃料路吹除阀，从燃料吹除管路通入惰性气体，实现热试系统吹除；

热试系统预冷和吹除过程完成后进入起动工况阶段，氧化剂主阀、氧化剂泄出阀均处于开启状态，其余阀门关闭，氧化剂主路汽蚀管控制氧化剂主路流量，氧化剂泄出路孔板控制氧化剂泄出管路的流量，进入燃烧试验件的氧化剂流量为氧化剂主路流量与氧化剂泄出管路流量之差；起动工作阶段，燃料路主阀处于开启状态，燃料支路截止阀、燃料路泄出阀均处于关闭状态，此时燃料主路汽蚀管处于不汽蚀状态，燃料路流量受燃料支路节流孔板控制，燃烧试验件得以可靠点火，顺利起动；

起动工况阶段过渡到主级工况阶段时，将氧化剂泄出阀关闭、燃料支路截止阀打开，此时氧化剂主路汽蚀管和燃料主路汽蚀管均处于汽蚀状态，氧化剂主路汽蚀管控制进入燃烧试验件的氧化剂流量，燃料主路汽蚀管控制进入燃烧试验件的燃料流量，燃烧试验件进入主级工况阶段。

优选的，包括：热试前根据燃烧试验件实际状态，结合氧化剂和推进剂储量，设置合适的氧化剂和推进剂混合比，使得燃烧试验件能够顺利起动，同时不会被起动过程产生的高温燃气破坏；

起动工况阶段，氧化剂主路流量与氧化剂泄出管路流量的差值与燃料路流量之比应满足所设置的氧化剂和推进剂混合比。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明提出了一种适用于双组元液体火箭发动机分级起动可靠点火的热试系统及方法，不改变点火器起动能量，取消了试车系统中电控调节阀的使用，代之以装有汽蚀管、音速喷嘴或孔板等调节元件和截止阀的并联管路，提高了试验系统的稳定性与可靠性，在使用同款点火器的情况下能够适应不同的试车工况，并联管路的使用减少了泄出起动过程中推进剂的浪费，提高了对于小容量储箱试验台的工作适应性。

附图说明

图1为本发明系统示意图；

图中：1.燃气发生器；2.点火器；3.氧化剂主路汽蚀管；4.氧化剂吹出路孔板；5.氧化剂主阀；6.氧化剂泄出路孔板；7.氧化剂泄出阀；8.燃料主路汽蚀管；9.燃料支路节流孔板；10.燃料支路截止阀；11.燃料路吹除孔板；12.燃料路吹除阀；13.燃料路主阀；14.燃料路泄出孔板；15.燃料路泄出阀。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步阐述。

本发明一种适用于双组元液体火箭发动机分级起动可靠点火的热试系统及方法，取消了试车系统中电控调节阀的使用，代之以装有汽蚀管、音速喷嘴或孔板等调节元件和截止阀的并联管路，提高了试验系统的稳定性与可靠性，在使用同款点火器的情况下能够适应不同的试车工况。

分级起动可靠点火热试验系统由燃料供应系统、氧化剂供应系统、点火系统和试验件组成。燃料供应系统由燃料储箱、主路调节元件、支路调节元件、支路截止阀、燃料主阀、吹除系统、泄出孔板、泄出阀组成。氧化剂供应系统由主路调节元件、氧化剂主阀、吹除系统、泄出孔板、泄出阀组成。点火系统一般在热试产品头部设置点火器接口，采用火炬点火室点火起动。试验件模拟燃气发生器的典型结构，包括头部和身部。

如图1所示，本发明所述的一种用于双组元液体火箭发动机分级起动可靠点火的热试系统，其包括燃烧试验件和推进剂供应系统。

所述的燃烧试验件包括燃气发生器1、点火器2。

所述推进剂供应系统包括氧化剂供应系统和燃料供应系统。

氧化剂供应系统包括氧化剂供应管路、氧化剂主路汽蚀管3、氧化剂吹出路孔板4、氧化剂主阀5、氧化剂泄出路孔板6和氧化剂泄出阀7；氧化剂主路汽蚀管3安装在氧化剂供应管路入口端，氧化剂主阀5安装在氧化剂供应管路上，且氧化剂主阀5的主路入口与氧化剂主路汽蚀管3的出口连通，氧化剂主阀5的第一出口与燃气发生器的氧化剂入口连通；氧化剂吹出路孔板4的出口与氧化剂主阀5的吹除路入口连通；氧化剂主阀5的第二出口与氧化剂泄出管路连通，氧化剂泄出管路上沿泻出方向依次设置有氧化剂泄出路孔板6和氧化剂泄出阀7。

燃料供应系统包括燃料供应管路、燃料主路汽蚀管8、燃料支路节流孔板9、燃料支路截止阀10、燃料路吹除孔板11、燃料路吹除阀12、燃料路主阀13、燃料路泄出孔板14和燃料路泄出阀15；燃料供应管路包括入口管路、第一支路、第二支路和主管路；入口管路通过第一支路和第二支路的并联管路与主管路连接；燃料主路汽蚀管8安装在入口管路中，燃料支路节流孔板9安装在第一支路中，燃料支路截止阀10安装在第二支路中，燃料路主阀13安装在主管路中，燃料主路汽蚀管8出口同时与燃料支路节流孔板9入口和燃料支路截止阀10入口连通，燃料支路节流孔板9出口和燃料支路截止阀10出口同时与燃料路主阀13入口连通，燃料路主阀13第一出口与燃气发生器的推进剂入口连通；燃料路主阀13第二出口与燃料泄出管路连通，燃料泄出管路上沿泄出方向依次设置有燃料路泄出孔板14和燃料路泄出阀15；燃料路主阀13第一出口和燃气发生器的推进剂入口之间的主管路上设置有燃料吹除管路，燃料吹除管路上沿吹除方向依次设置有燃料路吹除孔板11、燃料路吹除阀12。

氧化剂主路汽蚀管3和燃料主路汽蚀管8的流量系数满足：氧化剂和燃料的混合比偏离额定工况。燃料供应管路的入口管路、第一支路、第二支路和主管路采用一体化设计。氧化剂泄出路孔板能够替换为氧化剂泄出路汽蚀管。燃料路泄出孔板能够替换为燃料路泄出汽蚀管。氧化剂吹除路孔板能够替换为氧化剂吹除路音速喷嘴。燃料路吹除孔板能够替换为燃料吹除路音速喷嘴。

氧化剂主路汽蚀管3用于精确控制主级工作时氧化剂路流量，氧化剂吹除路孔板4用于控制吹除路吹除气流量，氧化剂主阀5用于控制氧化剂路的通断，氧化剂泄出路孔板6和氧化剂泄出阀7分别用于精确控制氧化剂泄出路的流量和通断，起动过程中开启泄出阀控制其精确泄出，使起动过程中进入燃气发生器的推进剂混合比处于容易点火平稳工作的状态，确保燃气发生器顺利可靠起动。

燃料主路汽蚀管8用于精确控制主级工作时燃料路流量，燃料支路节流孔板9用于精确控制起动过程中燃料路流量，燃料支路截止阀10用于控制燃料支路通断实现试车过程中起动阶段到主级工况的过渡，燃料路吹除孔板11用于控制吹除路的流量，燃料路吹除阀12用于控制吹除路的通断，燃料路主阀13用于控制燃料路的通断，燃料路泄出孔板14用于精确控制燃料泄出路的流量，燃料路泄出阀15用于控制泄出路的通断。

本发明还设计测量系统，包括温度测量、高频速变压力测量、缓变压力测量和振动测量。通过燃料/氧化剂头腔温度测点检测燃料/氧化剂喷前温度变化；在燃气发生器身部设置多个温度测点用于检测燃气温度变化；在燃料/氧化剂头腔、身部分别设置高频速变压力测点，用于检测评估热试过程稳定性；在燃料/氧化剂头腔、身部分别设置缓变压力测点，用于检测热试过程中的压力变化；在身部设置振动测点，用于检测热试过程中的振动。

针对燃烧试验件，将热试系统工作过程分为主级工况与起动工况两个阶段。主级工况阶段即希望达到的热试状态工况(可能是偏离最佳点火混合比或点火状态的目标工况)，起动工况阶段即为了能够让燃烧试验件可靠起动并顺利过渡达到目标工况的阶段。热试前根据燃烧试验件实际产品状态，结合试验台储箱压力、推进剂储量和其他设备等客观因素，设置合适的混合比，使得燃烧试验件能够顺利起动，同时不会被起动过程产生的高温燃气破坏，并挑选燃料和氧化剂主路、支路、泄出路、吹除路节流元件的结构尺寸。

关闭氧化剂主阀和燃料路主阀，向氧化剂供应管路通氧化剂，向燃料供应系统通燃料，打开氧化剂泄出阀7和燃料路泄出阀15，实现热试系统预冷。

关闭氧化剂主阀5的主路，打开吹除路；打开氧化剂泄出阀7和燃料路泄出阀15；从氧化剂吹出路孔板4通入惰性气体；关闭燃料路主阀13，打开燃料路吹除阀12，从燃料吹除管路通入惰性气体，实现热试系统吹除。

热试系统预冷和吹除过程完成后即进入正式工作过程，起动工况阶段，氧化剂供应系统的氧化剂主阀5、氧化剂泄出阀7均处于开启状态，其余阀门关闭，氧化剂主路和泄出路的流量被氧化剂主路汽蚀管3和氧化剂泄出路孔板6精确控制，进入燃烧试验件的氧化剂流量为氧化剂主路流量与泄出路流量之差；起动工作阶段，燃料供应系统的燃料路主阀13处于开启状态，燃料支路截止阀10、燃料路泄出阀15均处于关闭状态，此时燃料主路汽蚀管8处于不汽蚀状态，燃料路流量被燃料支路节流孔板9精确控制。燃烧试验件得以可靠点火，顺利起动。

主级工况阶段为试车考核的目标工况阶段，由起动工况阶段过渡到主级工况阶段时，需要将氧化剂泄出阀7关闭、燃料支路截止阀10打开，此时氧化剂主路汽蚀管3和燃料主路汽蚀管8均处于汽蚀状态，氧化剂路和燃料路流量由其分别精确控制，燃烧试验件进入主级工况阶段。

本发明设计了一套燃烧装置热试系统并提出对应的热试方法，通过先进行小流量可靠点火工况，再转级进入主级目标工况的方案，实现分级起动完成热试。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，其特征在于：包括燃烧试验件和推进剂供应系统；

所述燃烧试验件包括燃气发生器(1)和安装在燃气发生器上的点火器(2)；

所述推进剂供应系统包括氧化剂供应系统和燃料供应系统；

氧化剂供应系统包括氧化剂供应管路、氧化剂主路汽蚀管(3)、氧化剂吹出路孔板(4)、氧化剂主阀(5)、氧化剂泄出路孔板(6)和氧化剂泄出阀(7)；氧化剂主路汽蚀管(3)安装在氧化剂供应管路入口端，氧化剂主阀(5)安装在氧化剂供应管路上，且氧化剂主阀(5)的主路入口与氧化剂主路汽蚀管(3)的出口连通，氧化剂主阀(5)的第一出口与燃气发生器的氧化剂入口连通；氧化剂吹出路孔板(4)的出口与氧化剂主阀(5)的吹除路入口连通；氧化剂主阀(5)的第二出口与氧化剂泄出管路连通，氧化剂泄出管路上沿泄出方向依次设置有氧化剂泄出路孔板(6)和氧化剂泄出阀(7)；

燃料供应系统包括燃料供应管路、燃料主路汽蚀管(8)、燃料支路节流孔板(9)、燃料支路截止阀(10)、燃料路吹除孔板(11)、燃料路吹除阀(12)、燃料路主阀(13)、燃料路泄出孔板(14)和燃料路泄出阀(15)；燃料供应管路包括入口管路、第一支路、第二支路和主管路；入口管路通过第一支路和第二支路的并联管路与主管路连接；燃料主路汽蚀管(8)安装在入口管路中，燃料支路节流孔板(9)安装在第一支路中，燃料支路截止阀(10)安装在第二支路中，燃料路主阀(13)安装在主管路中，燃料主路汽蚀管(8)出口同时与燃料支路节流孔板(9)入口和燃料支路截止阀(10)入口连通，燃料支路节流孔板(9)出口和燃料支路截止阀(10)出口同时与燃料路主阀(13)入口连通，燃料路主阀(13)第一出口与燃气发生器的推进剂入口连通；燃料路主阀(13)第二出口与燃料泄出管路连通，燃料泄出管路上沿泻出方向依次设置有燃料路泄出孔板(14)和燃料路泄出阀(15)；燃料路主阀(13)第一出口和燃气发生器的推进剂入口之间的主管路上设置有燃料吹除管路，燃料吹除管路上沿吹除方向依次设置有燃料路吹除孔板(11)、燃料路吹除阀(12)。

2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，其特征在于：所述氧化剂主路汽蚀管(3)和燃料主路汽蚀管(8)的流量系数满足：氧化剂和燃料的混合比偏离额定工况。

3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，其特征在于：燃料供应管路的入口管路、第一支路、第二支路和主管路采用一体化设计。

4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，其特征在于：所述燃气发生器为实际产品的模拟件，包括头部和身部。

5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，其特征在于：氧化剂泄出路孔板能够替换为氧化剂泄出路汽蚀管；氧化剂吹除路孔板能够替换为氧化剂吹除路音速喷嘴。

6.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机用分级起动热试系统，其特征在于：燃料路泄出孔板能够替换为燃料路泄出汽蚀管；燃料路吹除孔板能够替换为燃料路吹除音速喷嘴。

7.一种液体火箭发动机用分级起动热试方法，其特征在于，包括：

关闭氧化剂主阀和燃料路主阀，向氧化剂供应管路通氧化剂，向燃料供应系统通燃料，打开氧化剂泄出阀(7)和燃料路泄出阀(15)，实现热试系统预冷；

关闭氧化剂主阀(5)的主路，打开吹除路；从氧化剂吹出路孔板(4)通入惰性气体；关闭燃料路主阀(13)，打开燃料路吹除阀(12)，从燃料吹除管路通入惰性气体，实现热试系统吹除；

热试系统预冷和吹除过程完成后进入起动工况阶段，氧化剂主阀(5)、氧化剂泄出阀(7)均处于开启状态，氧化剂主路汽蚀管(3)控制氧化剂主路流量，氧化剂泄出路孔板(6)控制氧化剂泄出管路的流量，进入燃烧试验件的氧化剂流量为氧化剂主路流量与氧化剂泄出管路流量之差；起动工作阶段，燃料路主阀(13)处于开启状态，燃料支路截止阀(10)、燃料路泄出阀(15)均处于关闭状态，此时燃料主路汽蚀管(8)处于不汽蚀状态，燃料路流量受燃料支路节流孔板(9)控制，燃烧试验件得以可靠点火，顺利起动；

起动工况阶段过渡到主级工况阶段时，将氧化剂泄出阀(7)关闭、燃料支路截止阀(10)打开，此时氧化剂主路汽蚀管(3)和燃料主路汽蚀管(8)均处于汽蚀状态，氧化剂主路汽蚀管(3)控制进入燃烧试验件的氧化剂流量，燃料主路汽蚀管(8)控制进入燃烧试验件的燃料流量，燃烧试验件进入主级工况阶段。

8.根据权利要求7所述的一种液体火箭发动机用分级起动热试方法，其特征在于，包括：热试前根据燃烧试验件实际状态，结合氧化剂和推进剂储量，设置合适的氧化剂和推进剂混合比，使得燃烧试验件能够顺利起动，同时不会被起动过程产生的高温燃气破坏；

起动工况阶段，氧化剂主路流量与氧化剂泄出管路流量的差值与燃料路流量之比应满足所设置的氧化剂和推进剂混合比。