CN210269173U - 一种液体火箭动力系统试车装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型公开一种液体火箭动力系统试车装置，用于具有着陆支架的动力系统部段，该装置包括多个地脚固定单元、配重单元、发动机控制单元、数据采集测量单元和分析单元；其中，多个所述地脚固定单元分别用于承接固定所述着陆支架的各支脚，所述配重单元设置在所述着陆支架上和/或动力系统部段的内部，所述发动机控制单元用于控制发动机的启停操作，所述数据采集测量单元用于采集动力系统部段的试车状态参数，所述分析单元根据所述数据采集测量单元采集的试车状态参数和预设条件进行数据分析，以获得分析结果。应用本方案，在获得良好考核效果的基础上，可有效降低试车成本。具有较好的应用前景。

Description

一种液体火箭动力系统试车装置

技术领域

本实用新型涉及火箭试车技术领域，具体涉及一种液体火箭动力系统试车装置。

背景技术

在液体火箭动力系统研制初期阶段，要经过动力系统试车进行系统设计正确性的确认，包括各子系统之间工作的匹配性和产品质量控制方法的适用性等，以验证产品的可靠性。因此，动力系统试车是动力系统产品交付液体火箭总装之前重要的考核、验证环节。

众所周知，对于液体火箭动力系统试车来说，由于推进剂为液体介质，动力系统部段需要在试车时处于垂直状态，发动机位于部段下方，以利于推进剂的正常输送。现有技术中，液体火箭动力系统试车技术还处于发展阶段，主要包括两种典型的动力系统试车方案。

一种是火箭在发射台上开展的静态点火试验，如SpaceX公司的发射台静态点火试验，将完成总装的火箭置于火箭发射台上进行相应的试车测试。受其具体实现方式的限制，该试车方案存在以下不足：

1)是在火箭完成总装条件下进行的，一旦发生危险，损失较为巨大，对产品的成熟度要求更高，适用于产品成熟应用阶段；也就是说，该试车方案无法适用于产品研发阶段。

2)此外，该方案所用发射台的建设需要更大的资金投入。

另一种是是按传统模式在试车台上开展的动力系统试车，动力系统部段通过试车台保持垂直姿态竖立，并通过专门的接口与塔架连接并固定。该方案提供了多层工作平台，功能上可以支持大型火箭的动力系统试车。然而，受试验台自体结构的限制，存在以下不足：

1)试车台对力学振动环境的影响较大，影响考核效果。

该动力系统试车台为了承载、固定动力系统部段，通常自身设计比较厚重，具有比较稳固的特点，但是可能存在裕度过大的问题。过于厚重则存在改变动力系统工作时原有力学振动环境分布的情况，或者削弱力学环境振动量级，上述情形将对试车考核效果产生影响，使得本该在试车中暴露的问题变得轻微而被忽视。显然，上述诸如力学环境方面的故障隐患带入火箭的实际飞行试验中，导致更严重的后果。

2)试车台接口关系复杂，影响考核效果。

除了正常的承力接口结构外，供气供液、测试等方面也要依赖试车台保障，导致接口过多。不仅增加了试验工艺的复杂性和协调的难度，而且有可能改变了产品本来的状态，减弱了考核的效果。

3)试车准备环节增加，试车周期延长。

试验流程设计上涉及试车台的自检过程、产品与试车台的对接环节，而且，产品在与试车台对接后增加了产品与试车台的全系统匹配测试，以确认诸多接口的匹配性、正确性；以及产品在上台后的状态是否正常(产品对台过程中可能对产品本身状态造成影响)，导致试车周期大幅增加。

4)建设投入巨大。

该试车台的建设投入资金需求达到上亿元，同时建造周期也要在一年以上，无法适用于初创的商业航天企业。

有鉴于此，亟待另辟蹊径针对现有液体火箭动力系统试车技术进行优化，以有效兼顾考核效果及试车成本。

实用新型内容

为解决上述技术问题，本实用新型提供一种液体火箭动力系统试车装置，在获得良好考核效果的基础上，可有效降低试车成本。

本实用新型提供的液体火箭动力系统试车装置，用于具有着陆支架的动力系统部段，包括多个地脚固定单元、配重单元、发动机控制单元、数据采集测量单元和分析单元；其中，多个所述地脚固定单元分别用于承接固定所述着陆支架的各支脚，所述配重单元设置在所述着陆支架上和/或动力系统部段的内部，所述发动机控制单元用于控制发动机的启停操作，所述数据采集测量单元用于采集动力系统部段的试车状态参数，所述分析单元根据所述数据采集测量单元采集的试车状态参数和预设条件进行数据分析，以获得分析结果。

优选地，所述地脚固定单元内嵌于承载基础物，且所述承载基础物开设有所述发动机的喷管相对设置的导流槽。

优选地，所述地脚固定单元包括多根呈圆形排布竖杆，多根所述竖杆中的相邻两根由横杆依次固定连接，且所述横杆由上至下间隔设置为多排；多根所述竖杆的顶部具有与所述着陆支架的支脚适配的安装接口。

优选地，多根所述竖杆的顶部固定设置有连接法兰，所述连接法兰上设置有所述安装接口，且所述连接法兰的顶面与所述承载基础物的表面齐平。

优选地，所述分析单元为地面设备，所述发动机控制单元和所述数据采集测量单元的信号接口分别与所述分析单元通过信号电缆或者无线传输建立通信连接，且两者电源接口分别通过电源电缆与地面电源建立电连接。

优选地，所述发动机控制单元和所述数据采集测量单元的控制器采用所述动力系统部段的控制器，或者采用独立于所述动力系统部段的控制器。

优选地，所述配重单元采用与所述液体火箭动力系统的推进剂相容的材质制成。

优选地，还包括与所述动力系统部段的推进剂贮箱连通的加注管路和排放管路，所述加注管路和所述排放管路的另一端分别与推进剂源连通。

优选地，所述推进剂源采用具有推进剂运输槽车，所述推进剂运输槽车具有加注控制系统。

针对液体火箭动力系统试车方案，本实用新型另辟蹊径进行了优化设计，充分利用产品自有资源完成试车。具体地，利用动力系统部段的着陆支架与地脚固定单元承接固定，同时匹配设置配重单元获得了固定方式的稳定裕度，实现试车过程中的可靠固定；试车操作过程中，利用动力系统部段自带的液体推进剂贮箱和增压输送系统，即可满足发动机点火工作的作业条件，可适用于10t级动力系统试车。与现有技术相比，本方案具有下述有益技术效果：

首先，具有良好的考核效果。基于动力系统部段的着陆支架与地脚固定单元，本方案有效规避了试验台过于厚重影响动力系统原有力学振动环境分布的问题，由此使得试车考核效果与实际运行的力学环境趋于一致；另外，利用动力系统部段自带的液体推进剂贮箱和增压输送系统等达成发动机启停操作，省去了大量的外部供气供液、测试等接口，降低了试验工艺的复杂性和协调的难度，从而有效规避了改变产品本来状态的可能。如此设置，可大大提升考核效果的精准度。

其次，有效降低了试车成本。一方面，本方案最大化的利用产品自有的资源，简化了对地面设施的依赖，装置投入较低，可达到民用水平。试车前仅需完善产品自身的状态即可具备试车条件，省却了地面设施的自检和与地面设施协调对接的工作量，从而大幅节省了资金投入并缩短了研制周期。此外，本方案能够实现动力系统部段的试车试验，即便出现爆炸一类的极端风险时，仅损失产品本身，较之于传统试车台的方案可大大减小损失。

再次，本方案提供的试车方法，基于发动机试车的条件开展，同时辅以循序渐进的试验方法，通过逐步增加每次试车的时间的方式分散了风险，通过试车数据分析，有利于及时发现风险隐患，可有效降低极端风险的发生概率。

附图说明

图1为具体实施方式所述液体火箭动力系统试车装置的使用状态示意图；

图2为图1中所示地脚固定单元的结构示意图；

图3为图1中所示地脚固定单元的装配关系示意图。

图中：

仪器舱1、氧化剂贮箱2、燃烧剂贮箱3、输送管4、发动机5、着陆支架6、第一配重71、第二配重72、发动机控制单元81、数据采集测量单元82、分析单元83、地脚固定单元9、安装接口91、竖杆92、横杆93、连接法兰94、承载基础物10、导流槽101。

具体实施方式

为了使本领域的技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的详细说明。

不失一般性，本实施方式以图1中所示动力系统部段作为描述主体，以清楚说明本申请提出的液体火箭动力系统试车方案。该动力系统部段总装完成后进行试车试验，由上至下依次设置有仪器舱1、氧化剂贮箱2、燃烧剂贮箱3、输送管4及发动机5，具有自带的着陆支架6及增压输送系统等辅助构成。应当理解，待试车动力系统部段的上述功能部件非本申请的核心发明点所在，其具体实现方式对本申请请求保护的技术方案未构成实质性限制。

请参见图1，该图示出本实施方式所述液体火箭动力系统试车装置。

该试车装置能够稳定地固定待试车的动力系统部段。具体包括多个固定设置的地脚固定单元9，每个地脚固定单元9对应于着陆支架6的每个支脚61，并分别承接固定。该着陆支架6与动力系统部段的接口经由总体设计而来，涵盖了承载设计和传力设计，匹配性好。

其中，配重单元可设置在着陆支架6上，也可设置在动力系统部段的内部；如图所示，第一配重71置于着陆支架6上，第二配重72置于动力系统部段的顶部仓内，当然，配重单元的配置应当在整体上应当考虑周向载荷均衡。

为了避免推进剂非常态泄漏可能导致安全问题，配重单元采用与液体火箭动力系统的推进剂相容的材质制成，也就是说，第一配重71和第二配重72无论以何种方式，如掉落、浸入等，接触到推进剂时，都不会与推进剂发生化学反应，由此确保试车运行的安全可靠性。

其中，发动机控制单元81用于控制其发动机的启停操作，数据采集测量单元82用于采集动力系统部段的试车状态参数，分析单元83根据数据采集测量单元82采集的试车状态参数和预设条件进行数据分析，以获得分析结果。这里，“预设条件”为评判动力系统部段的试车状态参数是否符合相应产品的设计要求，具体可以依据总体设计指标进行确定。当然，该“预设条件”不局限于具体数值，通常根据需要设定为相应的阈值范围。

具体来说，地脚固定单元9的固定基础可以为地面或者预制形成具有一定强度的承载基础物10，以地面为例，地脚固定单元9优选内嵌于地面，且在地面开设有发动机5的喷管51相对设置的导流槽101，以形成适应发动机排焰的空间，从而抵受发动机排出的高温高压燃气并将其导流至安全方向泄放。同样地，该导流槽101具体尺寸和耐高温的要求均可基于设计基准进行确定。

需要说明的是，该地脚固定单元9的具体结构形式可以采用多种结构方式实现，且形状亦可不作任何限制，只要在其顶部形成与着陆支架6的支脚61适配的安装接口91，并形成稳固的连接关系均在本申请请求保护的范围内。当然，该地脚固定单元9的受力和承载根据动力系统试车规模确定。

作为优选，请一并参见图2和图3，其中，图2为地脚固定单元的结构示意图，图3为该地脚固定单元的装配关系示意图。

如图2所示，该地脚固定单元9包括多根呈圆形排布竖杆92，多根竖杆92中的相邻两根由横杆93依次固定连接，横杆93具有多排，且由上至下间隔设置，由此形成结构稳定的地脚固定单元9，制造成本相对较低。这里，在多根竖杆92的顶部具有与着陆支架6的支脚61适配的安装接口91。

可以在多根竖杆92的顶部固定进一步设置连接法兰94，并在连接法兰94上设置有安装接口91，以便于采用螺纹紧固件实现与相应接脚61的可靠连接。由竖杆92和横杆93围合形成的地脚固定单元9可采用不同方式内嵌囿于地面，例如但不限于混凝土预制的方式进行固定，嵌装完成后的连接法兰94的顶面与地表面齐平。如此设置，将固定结构置于地表面以下，除结构稳固外，还可以降低上部结构的重心，进而可大大提高试车过程中的运行稳定性。

另外，分析单元83为地面设备，具体可设置在地面分析工作间；相应地，发动机控制单元81和数据采集测量单元82的信号接口分别与分析单元83通过信号电缆建立通信连接，当然也可以采用无线传输的方式建立通信连接。发动机控制单元81和数据采集测量单元82电源接口分别通过电源电缆与地面电源建立电连接。可以理解的是，本领域普通技术人员可以基于现有技术实现上信号连接及电连接关系，故本文不再赘述。

其中，发动机控制单元81的控制器可以采用动力系统部段自身的控制器，或者采用独立于该动力系统部段的控制器。当然，采用动力系统部段自身的控制器，试车状态下，需要将其断开与箭上控制系统(总线)的连接，配合与地面之间电连接及信号传输连接，即可满足试车控制作业的基本需求。

同样地，数据采集测量单元82的控制器也可采用动力系统部段的控制器，或者采用独立于动力系统部段的控制器。

本方案还包括与动力系统部段的推进剂贮箱(氧化剂贮箱2、燃烧剂贮箱3)连通的加注管路和排放管路，加注管路和排放管路的另一端分别与推进剂源连通(图中未示出)。作为进一步优选，推进剂源采用具有推进剂运输槽车，推进剂运输槽车具有加注控制系统。如此设置，采用基于推进剂运输槽车的加注方法，仅由加注、排放管路和槽车组成，特别地，对于10t级动力系统试车，利用槽车自带的控制系统即可完成加注，显著降低成本。

本方案优选采用液氧甲烷推进剂，因液氧/甲烷具有低成本、易获取，纯度高、比冲性能高，点火方式简单，易于实现多次点火，发动机试车后无需清洗等优点，从而为本方案基于自有资源开展动力系统试车成为可能提供了基础技术保障。

除前述液体火箭动力系统试车装置外，本实施方式还提供一种应用装置的液体火箭动力系统试车方法，具体来说，将待试车的动力系统部段的着陆支架固定设置于多个所述地脚固定单元，并安装配重单元；完成点火准备后，依据预设的发动机点火试车流程进行试车作业，根据试车状态参数和预设条件进行数据分析。

本实施方式所述试车方法的执行流程，简述如下：

步骤S1，产品准备。

动力系统部段的准备包括产品完成总装，完成电气系统、动力系统的试车前检查测试。并且，发动机已成功试车，这里，发动机属于动力系统试车中最核心的部件或单机，同时也是全系统力、热环境条件的来源。其自身状态好坏直接决定了动力系统试车中是否会出现灾难性事故，待试车的液体火箭发动机应当成功完成发动机试车。

步骤S2，产品组装。将产品竖立至试车区域，将着陆支架与地脚螺栓连接并固定；并且完成配重单元的安装。

步骤S3，完成点火准备。具体包括完成氧化剂贮箱2、燃烧剂贮箱3和增压输送管路等气路系统的气密性检查；同时，完成电源及信号电缆的连接，并将推进剂加注管路一端与贮箱加注口连接，另一端与推进剂运输槽车的出口法兰连接，推进剂完成加注后，拆除加注管路，运输槽车撤离。

步骤S4，依据预设的发动机点火试车流程进行试车作业，根据试车状态参数和预设条件进行数据分析。

这里，该预设的发动机点火试车流程可以基于不同待试车产品进行设计，具体包括先后执行的以下试车操作：

1)首次试车操作。该首次试车操作具体为发动机完成启动过程后即进入关机程序；也就是说，首次试车时间为发动机启动关机时间的总和，一般在8s以内。即发动机完成启动过程后立即进入关机程序。这一阶段可以验证发动机在全系统的条件下启动关机是否正常；同时，由于增压输送系统与发动机的启动是同步的，因此可检查增压输送系统的启动是否正常；另一方面，发动机启动过程中，力、热环境也在增加，可以及时发现环境条件的变化是否超出预期以及对支撑结构的影响等，便于在下一次试车前及时采取措施。

2)第二次试车操作。该第二次试车操作具体为在所述首次试车操作的试车时间基础上增加有第一预设稳定工作时间，例如但不限于，在第一次试车正常的基础上，第二次试车时间是在第一次试车的基础上增加5～10s的稳定工作段时间。即发动机启动到额定状态后，在额定状态下保持5～10s的稳定工作时间。可以判断发动机性能、增压输送系统性能、产生的力热环境是否符合预期。

3)第三次试车操作。该第三次试车操作具体为在第二次试车操作的试车时间基础上增加有第二预设稳定工作时间，其中，第二预设稳定工作时间为第一预设稳定工作时间的2～5倍，也即在第二次试车的基础上将稳定段工作时间增加2～5倍。主要观察各子系统和单机的性能指标有无超出预期的变化，并判断是否有向不利方向发展的趋势。

4)全程试车操作。该全程试车操作具体为与所述动力系统部段的实际飞行工况一致。经判断前三次试车均正常后，可以开展全程试车，及试车时间达到动力系统部段在实际飞行中的工作时间。对全系统验证，全系统试车成功后可以认为动力系统试车任务完成。

5)后续试车操作。该后续试车操作具体为所述动力系统部段工作时间的积累。全程试车完成后，可根据需要决定是否开展后续试车。之后的试车主要是积累动力系统工作时间，验证产品的可靠性；其次是寿命摸底试验，试验动力系统产品正常工作时能达到的最长累积或连续工作时间。

需要说明的是，该试车方法中的预设的发动机点火试车流程，其中第二次试车操作、第三次试车操作及后续试车操作均可根据具体产品总体设计需要进行选定，理论上并非限制于这里优选确定的试车操作次数。

特别地，上述试车操作次数的递进关系为本申请的核心发明点之一，通过逐步增加每次试车的时间的方式分散了风险，通过试车数据分析，有利于及时发现风险隐患，有效降低发生风险时的损失。应当理解，只要利用该设计构思进行等同方式的应用均在本申请请求保护的范围内。

以上仅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，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种液体火箭动力系统试车装置，用于具有着陆支架的动力系统部段，其特征在于，包括：

多个地脚固定单元，分别用于承接固定所述着陆支架的各支脚；

配重单元，设置在所述着陆支架上和/或动力系统部段的内部；

发动机控制单元，用于控制发动机的启停操作；

数据采集测量单元，用于采集动力系统部段的试车状态参数；

分析单元，根据所述数据采集测量单元采集的试车状态参数和预设条件进行数据分析，以获得分析结果。

2.根据权利要求1所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，所述地脚固定单元内嵌于承载基础物，且所述承载基础物开设有所述发动机的喷管相对设置的导流槽。

3.根据权利要求2所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，所述地脚固定单元包括多根呈圆形排布竖杆，多根所述竖杆中的相邻两根由横杆依次固定连接，且所述横杆由上至下间隔设置为多排；多根所述竖杆的顶部具有与所述着陆支架的支脚适配的安装接口。

4.根据权利要求3所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，多根所述竖杆的顶部固定设置有连接法兰，所述连接法兰上设置有所述安装接口，且所述连接法兰的顶面与所述承载基础物的表面齐平。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，所述分析单元为地面设备，所述发动机控制单元和所述数据采集测量单元的信号接口分别与所述分析单元通过信号电缆或者无线传输建立通信连接，且两者电源接口分别通过电源电缆与地面电源建立电连接。

6.根据权利要求5所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，所述发动机控制单元和所述数据采集测量单元的控制器采用所述动力系统部段的控制器，或者采用独立于所述动力系统部段的控制器。

7.根据权利要求1所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，所述配重单元采用与所述液体火箭动力系统的推进剂相容的材质制成。

8.根据权利要求1所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，还包括与所述动力系统部段的推进剂贮箱连通的加注管路和排放管路，所述加注管路和所述排放管路的另一端分别与推进剂源连通。

9.根据权利要求8所述的液体火箭动力系统试车装置，其特征在于，所述推进剂源采用具有推进剂运输槽车，所述推进剂运输槽车具有加注控制系统。

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