CN208653782U - 用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开了一种用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，包括高压气源系统、调压气相管路系统、蓄水系统、液相管路系统和测控系统；所述调压气相管路系统包括气相管路，所述气相管路的两端分别与高压气源系统的输出端、蓄水系统的输入端相连；所述液相管路系统包括液相管路和旁路管，所述液相管路的输入端与蓄水系统相连，所述液相管路沿液流方向依次设置有第五截止阀、第七截止阀、减压阀、流量控制阀、质量流量计、第三压力变送器、第二电磁阀；所述旁路管的输入端连接在第七截止阀的前端，输出端连接在流量控制阀的后端，所述旁路管上设置有第六截止阀。该装置采用挤压式供应系统，控制精度高，稳定性好。

Description

用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置

技术领域

本实用新型涉及一种液流试验装置，特别是指一种用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置。

背景技术

在液体火箭发动机推力室设计过程中，为验证发动机推力室头部喷注器、文氏管及燃气发生器设计和加工的正确性，需对以上试验件进行液流试验以测量其压力降-流量特性，通过测量计算试验组件的入/出口压力降、流量值，绘制时间-压力降-流量曲线，验证当实测流量值与设计值一致时试验件入/出口压力降是否一致，从而得到试验件的流量系数。

中国专利ZL201520683258.6公开了一种液体发动机喷嘴液流试验测试装置，包括气源、通过调压阀与所述气源相连的蓄水容器、与所述蓄水容器相连的电磁截止阀，以及与所述电磁截止阀连接的时间延时继电器和喷嘴试验件，所述蓄水容器与所述电磁截止阀之间设置有第一压力传感器，所述电磁截止阀与喷嘴试验件之间设置有第二压力传感器，所述喷嘴试验件的出水端设置有流量传感器，所述第一压力传感器、所述第二压力传感器和所述流量传感器均通过采集卡与控制终端相连，所述时间延时继电器与所述控制终端相连。该液流试验测试装置将喷嘴压力、流量和试验时间通过传感器进行实时记录，形成相对应的数据曲线，同时减少压力表读数和水称重的操作，提高了试验效率。

上述液流试验测试装置的不足之处在于：一是仅用于液体发动机喷嘴液流试验，用于液体火箭发动机推力室的其他部分时存在精度较低等问题；二是测量的灵活性较差，只能模拟小流量试验，不能模拟大流量试验；三是管路的控制阀件、检测部件较少，无法提供更高的控制精度。

发明内容

本实用新型的目的在于提供一种功能全面、控制精度高的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置。

为实现上述目的，本实用新型所设计的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，包括高压气源系统、调压气相管路系统、蓄水系统、液相管路系统和测控系统；所述调压气相管路系统包括气相管路，所述气相管路的两端分别与高压气源系统的输出端、蓄水系统的输入端相连；所述蓄水系统包括蓄水箱，所述蓄水箱的上部从上往下依次设置有进气管口、进水管口和溢流管口；所述蓄水箱的下部设置有排水管口和供水管口；所述进气管口上设置有第一截止阀、第一压力表和安全阀组件，所述进水管口上设置有第二截止阀，所述溢流管口上设置有第三截止阀，所述排水管口上设置有第四截止阀；所述液相管路系统包括液相管路和旁路管，所述液相管路的输入端与供水管口相连，所述液相管路沿液流方向依次设置有第五截止阀、第七截止阀、减压阀、流量控制阀、质量流量计、第三压力变送器、第二电磁阀；所述旁路管的输入端连接在第七截止阀的前端，输出端连接在流量控制阀的后端，所述旁路管上设置有第六截止阀；所述质量流量计的测量信号输出端、第三压力变送器的测量信号输出端分别与测控系统的测量信号输入端相连；所述第二电磁阀的控制信号输入端与所述测控系统的控制信号输出端相连。

该液流试验装置采用挤压式供应系统，进行液流试验时，以水为介质代替液态燃料组元进行试验，通过高压气调节蓄水箱压力，使蓄水箱保持试验所需额定水流量的压力，并保证试验件要求的流量。水通过液态组元通道，测控系统自动测量管道压力、流量值等参数，可进一步自动绘制压降-流量曲线，验证流量、压降的实际值与设计值是否一致。

优选地，所述液相管路在质量流量计前还设置有汽蚀文氏管，用于稳定液相管路水流量。

优选地，所述高压气源系统采用集成式高压气瓶组，集成式高压气瓶组为现有的高压气体供应组件，包括至少一个高压气瓶，相关管路、阀门及仪表。

优选地，所述气相管路沿气流方向依次设置有高压截止阀、一级减压阀、二级减压阀、安全阀、第一压力变送器、第一电磁阀，所述第一压力变送器的测量信号输出端与所述测控系统的测量信号输入端相连，所述第一电磁阀的控制信号输入端与所述测控系统的控制信号输出端相连。采用两级减压阀可以提高调压范围和控制精度，而设置第一压力变送器、第一电磁阀则便于进行在线控制。

优选地，所述进水管口上还设置有粗过滤器，所述液相管路在第五截止阀与第七截止阀之间还依次设置有精过滤器和第二压力表。设置粗过滤器和精过滤器的目的是保证出水无小颗粒杂质，而第二压力表可对精过滤器的出水压力进行测量；如果输入本液流试验装置的水的水质较好，并且可以直接进行液流试验，则无需设置粗过滤器、第二压力表和精过滤器。

优选地，所述液相管路在流量控制阀与汽蚀文氏管之间还设置有第二压力变送器，所述第二压力变送器的测量信号输出端与所述测控系统的测量信号输入端相连。

优选地，所述液相管路在第三压力变送器、第二电磁阀之间还设置有排气支管，所述排气支管上设置有排气截止阀。

优选地，该装置还包括用于安装液流试验件的液流试验件工装，所述液流试验件工装的液流入口与所述液相管路的输出端相连。

优选地，该装置还包括用于对液相管路的输出液流压力进行监测的第四压力变送器，所述第四压力变送器设置在液相管路出口处或者设置在液流试验件工装上，所述第四压力变送器的测量信号输出端与测控系统的测量信号输入端相连。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果在于：

1)采用挤压式供应系统，通过高压气调节蓄水箱压力，使蓄水箱保持试验所需额定水流量的压力，控制精度高，稳定性好。

2)液相管路包括两种工作模式，一种为小流量模式，水流不走旁路管，在主管路中通过减压阀及流量控制阀调节，输出稳定的小流量水流，可用于小流量的液流试验；另一种为直通大流量模式，水流走旁路管，可用于模拟大流量试验件的液流试验。

3)本发明能够满足液体火箭发动机推力室头部喷注器、文氏管及燃气发生器液流试验的需要，以验证产品设计和加工的正确性。

附图说明

图1为本实用新型所设计的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置的工艺流程示意图。图中：

高压气源系统Ⅰ，包括：高压气瓶1；

调压气相管路系统Ⅱ，包括：高压截止阀2、一级减压阀3、二级减压阀4、安全阀5、第一压力变送器6、第一电磁阀7、气相管路a；

蓄水系统Ⅲ，包括：安全阀组件8、第一截止阀9、第一压力表 10、第二截止阀11、粗过滤器12、第三截止阀13、蓄水箱14、第四截止阀15、进气管口b、进水管口c、溢流管口d、排水管口e、供水管口f；

液相管路系统Ⅳ，包括：第五截止阀16、精过滤器17、第二压力表18、第六截止阀19、第七截止阀20、减压阀21、流量控制阀22、第二压力变送器23、汽蚀文氏管24、质量流量计25、第三压力变送器26、排气截止阀27、第二电磁阀28、液相管路g、旁路管h、排气支管i；

第四压力变送器29，液流试验件工装30，测控系统31。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步的详细说明。

如图1所示，本实用新型所设计的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，包括高压气源系统Ⅰ、调压气相管路系统Ⅱ、蓄水系统Ⅲ、液相管路系统Ⅳ、液流试验件工装30和测控系统31。其中：

高压气源系统Ⅰ采用集成式高压气瓶组，包括多个高压气瓶1，相关管路、阀门及仪表。

调压气相管路系统Ⅱ包括气相管路a，气相管路a的两端分别与高压气源系统Ⅰ的输出端、蓄水系统Ⅲ的输入端相连。气相管路a 沿气流方向依次设置有高压截止阀2、一级减压阀3、二级减压阀4、安全阀5、第一压力变送器6、第一电磁阀7。

蓄水系统Ⅲ包括蓄水箱14，蓄水箱14的上部从上往下依次设置有进气管口b、进水管口c和溢流管口d。蓄水箱14的下部设置有排水管口e和供水管口f。进气管口b上设置有第一截止阀9、第一压力表10和安全阀组件8，进水管口c上设置有第二截止阀11、粗过滤器12，溢流管口d上设置有第三截止阀13，排水管口e上设置有第四截止阀15。

液相管路系统Ⅳ包括液相管路g和旁路管h，液相管路g的输入端与供水管口f相连，液相管路g沿液流方向依次设置有第五截止阀16、精过滤器17、第二压力表18、第七截止阀20、减压阀21、流量控制阀22、第二压力变送器23、汽蚀文氏管24、质量流量计 25、第三压力变送器26、第二电磁阀28。旁路管h的输入端连接在第七截止阀20的前端，输出端连接在流量控制阀22的后端，旁路管h上设置有第六截止阀19。液相管路g在第三压力变送器26、第二电磁阀28之间还设置有排气支管i，排气支管i上设置有排气截止阀27。

液流试验件工装30的液流入口与液相管路g的输出端相连。液流试验件工装30的顶部设置有用于对其液流入口处压力进行监测的第四压力变送器29。

为方便使用，高压气源系统Ⅰ直接采用集成式高压气瓶组，调压气相管路系统Ⅱ与液相管路系统Ⅳ集成为整体撬，蓄水系统Ⅲ为独立的立式容器。各管路中的零部件连接方式为焊接、法兰紧固、螺纹连接。

测控系统31的测量信号输入端与质量流量计25的测量信号输出端、第一压力变送器6的测量信号输出端、第二压力变送器23的测量信号输出端、第三压力变送器26、第四压力变送器29的测量信号输出端分别相连。测控系统31的控制信号输出端与第一电磁阀7、第二电磁阀28的控制信号输入端分别相连。

测控系统31采用NI PXI-6238数据采集模块进行数据处理。PXI (PCI eXtensionsfor Instrumentation，面向仪器系统的PCI扩展)是一种通用的测试系统总线，将台式PC的性能价格比优势与PCI总线面向仪器领域的必要扩展完美地结合起来，形成一种主流的虚拟仪器测试平台。应用PXI数据采集模块有效地解决系统数据信号类型多、测点多且分散、数据量大、实时性要求高等问题。测控系统 31监测管路中各个部位气相、液相介质压力，并控制第一/第二电磁阀的开度以保证介质压力显示数值稳定，并使用测控系统读取试验供应系统压力值、管道压力值、集液腔压力值、流量值，绘制时间- 压降-流量曲线。

采用该液流试验装置对液体火箭发动机推力室试验件进行液流试验的过程如下：

1)将试验件安装于液流试验件工装30内，按图1连接好所有设备、管道、阀门和仪表。

2)关闭高压截止阀2、第一电磁阀7、第一截止阀9、第二截止阀11、第三截止阀13、第四截止阀15、第五截止阀16、第六截止阀19、第七截止阀20、排气截止阀27、第二电磁阀28。

3)打开第二截止阀11将试验用水装入蓄水箱14，同时打开第三截止阀13用于监测蓄水箱14是否达到设计水位(水满时溢出)，打开第五截止阀16、第六截止阀19、排气截止阀27，使水在液相管路中充满的同时排出管路中的气体，然后关闭排气截止阀27，当第三截止阀13有水流出时，关闭第二截止阀11、第三截止阀13、第六截止阀19。

4)打开高压截止阀2，通过观察第一压力变送器6的压力值，调节二级减压阀4后侧压力达到设计值，然后打开第一电磁阀7、第一截止阀9对蓄水箱14进行加压，待蓄水箱14中第一压力表10显示压力值达到设计值，打开第七截止阀20。

5)打开第二电磁阀28，通过调节流量控制阀22的阀门开度使流量值达到设计值，此时开始由质量流量计25记录流量值，由第一压力变送器6、第二压力变送器23、第三压力变送器26、第四压力变送器29记录压力值，所有数据记录于测控系统31中，并记录试验时间，最后由测控系统31绘制时间-压力降-流量曲线。

6)试验结束后，依次关闭高压截止阀2、第二电磁阀28，打开第四截止阀15、排气截止阀27，将调压气相管路系统Ⅱ、蓄水系统Ⅲ、液相管路系统Ⅳ中的气体、水完全排出。

以上试验过程适用于小流量试验件的液流试验，若试验件需使用直通大流量进行液流试验，则对蓄水箱14加压完成后，不再开启第七截止阀20，直接打开第六截止阀19进行相关试验操作。

Claims (9)

1.一种用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：包括高压气源系统(Ⅰ)、调压气相管路系统(Ⅱ)、蓄水系统(Ⅲ)、液相管路系统(Ⅳ)和测控系统(31)；所述调压气相管路系统(Ⅱ)包括气相管路(a)，所述气相管路(a)的两端分别与高压气源系统(Ⅰ)的输出端、蓄水系统(Ⅲ)的输入端相连；所述蓄水系统(Ⅲ)包括蓄水箱(14)，所述蓄水箱(14)的上部从上往下依次设置有进气管口(b)、进水管口(c)和溢流管口(d)；所述蓄水箱(14)的下部设置有排水管口(e)和供水管口(f)；所述进气管口(b)上设置有第一截止阀(9)、第一压力表(10)和安全阀组件(8)，所述进水管口(c)上设置有第二截止阀(11)，所述溢流管口(d)上设置有第三截止阀(13)，所述排水管口(e)上设置有第四截止阀(15)；所述液相管路系统(Ⅳ)包括液相管路(g)和旁路管(h)，所述液相管路(g)的输入端与供水管口(f)相连，所述液相管路(g)沿液流方向依次设置有第五截止阀(16)、第七截止阀(20)、减压阀(21)、流量控制阀(22)、质量流量计(25)、第三压力变送器(26)、第二电磁阀(28)；所述旁路管(h)的输入端连接在第七截止阀(20)的前端，输出端连接在流量控制阀(22)的后端，所述旁路管(h)上设置有第六截止阀(19)；所述质量流量计(25)的测量信号输出端、第三压力变送器(26)的测量信号输出端分别与测控系统(31)的测量信号输入端相连；所述第二电磁阀(28)的控制信号输入端与所述测控系统(31)的控制信号输出端相连。

2.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：所述液相管路(g)在质量流量计(25)前还设置有汽蚀文氏管(24)。

3.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：所述高压气源系统Ⅰ采用集成式高压气瓶组。

4.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：所述气相管路(a)沿气流方向依次设置有高压截止阀(2)、一级减压阀(3)、二级减压阀(4)、安全阀(5)、第一压力变送器(6)、第一电磁阀(7)，所述第一压力变送器(6)的测量信号输出端与所述测控系统(31)的测量信号输入端相连，所述第一电磁阀(7)的控制信号输入端与所述测控系统(31)的控制信号输出端相连。

5.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：所述进水管口(c)上还设置有粗过滤器(12)，所述液相管路(g)在第五截止阀(16)与第七截止阀(20)之间还依次设置有精过滤器(17)和第二压力表(18)。

6.根据权利要求2所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：所述液相管路(g)在流量控制阀(22)与汽蚀文氏管(24)之间还设置有第二压力变送器(23)，所述第二压力变送器(23)的测量信号输出端与所述测控系统(31)的测量信号输入端相连。

7.根据权利要求1～6中任一项所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：所述液相管路(g)在第三压力变送器(26)、第二电磁阀(28)之间还设置有排气支管(i)，所述排气支管(i)上设置有排气截止阀(27)。

8.根据权利要求1～6中任一项所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：该装置还包括用于安装液流试验件的液流试验件工装(30)，所述液流试验件工装(30)的液流入口与所述液相管路(g)的输出端相连。

9.根据权利要求8所述的用于液体火箭发动机推力室的液流试验装置，其特征在于：该装置还包括用于对液相管路(g)的输出液流压力进行监测的第四压力变送器(29)，所述第四压力变送器(29)设置在液相管路(g)出口处或者液流试验件工装(30)上，所述第四压力变送器(29)的测量信号输出端与测控系统(31)的测量信号输入端相连。