CN104062124A - 一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，由模拟贮箱、输送管路、流量计、低温气动球阀、低温手动球阀、孔板、排放管路组成，用于实现火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟。模拟装置以模拟贮箱压力为动力，采用并联的孔板和低温手动球阀为流量控制和调节元件，达到了在增压***不同飞行工况下，液氧输入流量在XX.X±1L/s范围内的要求。本发明中，液氧排放管路采用通径200mm的铝管、长度30m，安装时排放管入口高于出口，排放管轴线与水平面形成角度为7°，管外采用聚氨酯发泡绝热，在实现液氧安全处理的同时减小了管内氧蒸汽背压对输入流量的影响。本发明***简单、操作方便、可调节性强、试验成本低。

Description

一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置

技术领域

本发明涉及一种液氧流量控制试验装置，主要用于氢氧火箭低温贮箱冷氦增压***地面试验，可模拟火箭发动机在飞行的全程过程中液氧输入流量，属于低温火箭贮箱增压输送***试验技术。

背景技术

我国CZ-XX系列运载火箭X子级发动机采用液氢液氧作为推进剂，其液氧箱气枕压力采用冷氦压调器控制。由于冷氦压调器结构复杂、加工及全面检测难度大、存在一定的故障隐患，因而其难以适应该系列火箭高密度发射需求。随着低温高压冷氦电磁阀技术的日益成熟，研制了一套由电磁阀和孔板组合的冷氦增压***，以取代冷氦压调器。为调整新增压***相关参数并充分验证其可靠性，需要开展全面的研制及验证试验，因此，有效的模拟火箭发动机在飞行全程中的液氧输入流量使该项目试验的关键技术之一。飞行过程中，液氧由发动机泵输送进入推力室参与燃烧，泵由燃气涡轮带动，如果采用箭上的液氧泵进行地面试验，整个试验***将十分复杂，试验操作难度、技术及安全风险也相当大，增压***的研制周期将受到影响。

发明内容

本发明解决的技术问题是：液氧流量是实现增压***研制试验的重要试验参数之一，直接关系到增压***参数的匹配，采用易于实现的办法，达到火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟，并且避免在地面试验中使用火箭发动机泵和燃气发生器，提高地面试验的可操作性，降低试验成本，并缩短产品研制周期。

本发明的技术方案是：一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，由模拟贮箱、输送管路、流量计、低温气动球阀、低温手动球阀、孔板、排放管路组成。其中，模拟贮箱内直径Xm，上、下封头为标准椭球封头，容积为XXm³，采用真空粉末绝热，用于模拟XX系列火箭上面级液氧贮箱；输送管路为直径86mm、壁厚3mm不锈钢管制作，管路采用40mm厚聚氨酯发泡层绝热；流量计用于监测试验过程中液氧输入流量；管路在低温气动球阀前分为两路，低温球阀后分别连接低温手动球阀和孔板，气动球阀通径为80mm，手动球阀通径40mm。孔板孔径为44mm；之后管路合并进入排放管路，排放管路采用直径208mm、壁厚4mm、长度30m铝管，管外采用40mm厚聚氨酯发泡层绝热，管路安装时排放管入口高于出口，排放管轴线与水平面形成角度为7°。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明不需使用火箭发动机上液氧泵及燃气涡轮，利用贮箱气枕压力为动力，通过孔板和低温手动球阀开度调节控制流量，达到试验需求，***得到大幅简化，降低了试验操作难度、缩短了准备周期，提高了增压***试验的安全性和灵活性，降低了***及试验成本。

(2)本发明使用低温手动球阀开度调整和不同孔径尺寸的孔板更换来达到不同流量的需求，提高了试验***的可调节性，使试验装置可以在贮箱气枕不同压力工况条件下，实现基本相同的液氧输入流量，提高了***的适应性，即在增压***正常工况和各种可预见故障工况下，均能满足液氧输入流量26.7±1L/s的要求。

(3)本发明中使用通径200mm、长度30m铝管为排放管路，排放管轴线与水平面形成角度为7°，且管外进行聚氨酯发泡绝热，在实现了液氧安全处理的同时减小了管内氧蒸汽背压对输入流量的影响。

附图说明

图1为本发明的组成结构示意图；

图中：1.模拟贮箱、2.输送管路、3.流量计、4.低温气动球阀、5.低温手动球阀、6.孔板、7.排放管路。

图2为排放管路结构及安装主要尺寸示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明主要由模拟贮箱1、输送管路2、流量计3、低温气动球阀4、低温手动球阀5、孔板6、排放管路7组成。其中，模拟贮箱3内直径Xm，上、下封头为标准椭球封头，容积为XXm³，采用真空粉末绝热，用于模拟3A系列火箭上面级贮箱；输送管路2为直径86mm、壁厚3mm不锈钢管制作，管路采用40mm厚聚氨酯发泡层绝热；流量计3用于监测试验过程中液氧输入流量；管路在低温气动球阀前分为两路，低温气动球阀4后分别连接低温手动球阀5和孔板6，低温气动球阀4通径为80mm，低温手动球阀5通径40mm。孔板6孔径为44mm；之后管路合并进入排放管路7，排放管路7采用直径208mm、壁厚4mm、长度30m铝管，管外采用40mm厚聚氨酯发泡层绝热，排放管路7安装时排放管入口高于出口，排放管路7轴线与水平面形成的角度为7°，如图2所示。当试验任务要求在增压***故障工况，即飞行贮箱压力高于或低于预设压力值的情况下，液氧输入流量满足XX±1L/s的要求，只需更换不同孔径的孔板6并调节低温手动阀5开度即可。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (4)

1.一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，由模拟贮箱(1)、输送管路(2)、流量计(3)、低温气动球阀(4)、低温手动球阀(5)、孔板(6)、排放管路(7)组成。在模拟贮箱(1)气枕压力的作用下，液氧经输送管路(2)、流量计(3)，之后分为两路，一路经低温气动球阀(4)、低温手动球阀(5)进入排放管路(7)，另一路经低温气动球阀(4)、孔板(6)进入排放管路(7)，其中低温手动球阀(5)和孔板(6)起液氧流量控制和调节作用。

2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，其特征在于：模拟贮箱(1)内直径3m，上、下封头为标准椭球封头，容积为14m³，采用真空粉末绝热。

3.根据权利要求1所述的一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，其特征在于：输送管路(2)在低温气动球阀(4)前分为两路，低温气动球阀(4)后分别连接低温手动球阀(5)和孔板(6)，低温气动球阀(4)通径为80mm，低温手动球阀(5)通径40mm，孔板孔径为44mm。

4.根据权利要求1所述的一种火箭发动机飞行全程液氧输入流量模拟试验装置，其特征在于：排放管路(7)采用直径208mm、壁厚4mm、长度30m铝管制作，管外采用40mm厚聚氨酯发泡层绝热，管路安装时排放管入口高于出口，排放管路(7)轴线与水平面形成角度为7°。