CN110043392A - 一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法，冷调试验系统通过在起动箱出口设置双单向阀，在调节器入口处设置单向阀，模拟发动机起动过程中燃料路交接班过程；通过在调节器出口设置两路排放，模拟不同流量状态的切换；通过在流量调节器后设置截止阀，实现流量调节特性试验和雾化特性试验间的功能切换；通过在发生器头部后设置高速摄影观察燃料的雾化特性。本发明可有效模拟发动机起动分系统工作特性，得到明确的吹除流量与雾化特性之间的关系。
Description
技术领域
本发明属于一种火箭技术，特别是属于液体火箭发动机领域，用于液体火箭发动机起动分系统冷调试验。
背景技术
液体火箭发动机研制成本高，试验风险大，对于补燃循环发动机，其起动过程非常复杂，因此风险更大。因此，需要一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法，在地面试验阶段模拟发动机起动工作状态，对起动分系统组件及其工作时序进行调试、优化。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法，通过该简化后的试验系统，满足发动机起动分系统转级起动模拟要求。
本发明的技术解决方案是：一种液体火箭发动机起动冷调试系统，该系统包括流量调节器、第一过滤器、第一单向阀、第一截止阀、贮箱、第二截止阀、第七截止阀、第二过滤器、第二单向阀、起动箱、第六截止阀、双单向阀、第三截止阀、第四截止阀和第五截止阀、第一节流圈和第二节流圈；
贮箱用于提供流体介质，第一截止阀的输入端与贮箱连接，用于控制贮箱输出流体介质的通断，第一截止阀的输出端管路分为三路，第一路连接第二截止阀；第二路依次连接第一单向阀、第一过滤器和流量调节器，构成主管路；第三路连接第七截止阀、第二单向阀、第二过滤器至起动箱液腔入口，起动箱的控制腔入口连接第六截止阀，起动箱液腔出口通过双单向阀接入至主路管路，接入点位于第一单向阀和第一过滤器之间；流量调节器的输出端管路分为三路，第一路连接第三截止阀，第二路依次连接第一节流圈和第四截止阀输出；第三路依次连接第二节流圈和第五截止阀输出。
所述贮箱内部压力与液体火箭发动机贮箱内部压力相同。
所述第一节流圈和第二节流圈采用不同的尺寸，分别用来模拟流量调节器后发生器点火前、后背压。
所述流体介质为液氮或者水。
所述流量调节器、第一过滤器、第一单向阀、双单向阀、第二单向阀、第七截止阀、第二过滤器、起动箱为与液体火箭发动机内状态完全相同的产品。
所述高压氮气的压力范围为8～30MPa。
上述液体火箭发动机起动冷调试系统，还包括第三节流圈、第七截止阀、第八截止阀、第四节流圈、燃气发生器头部和摄像仪，燃气发生器头部包括燃料入口、吹除入口的开放式结构；
第三节流圈连接第七截止阀，第七截止阀连接至燃气发生器头部的吹除入口，形成吹除通路；第三节流圈，用于控制吹除雾化流量，第七截止阀用于控制吹除路管路通断；
第四节流圈的入口端连接第三截止阀的输出端，第四节流圈的出口端连接第八截止阀，第八截止阀的输出端连接至燃气发生器头部的燃料入口，形成燃气发生器燃料供应通路；第四节流圈用于模拟发动机工作时流阻状态，第八截止阀用于控制燃气发生器燃料管路介质通断；
摄像仪正对燃气发生器头部，用于拍摄燃气发生器头部的喷注雾化过程。
所述摄像仪为高速摄像仪，采样频率高达2000帧以上。
所述第三截止阀与第四节流圈之间容积与发动机点火导管容积一致。
本发明的另一个技术解决方案是：一种液体火箭发动机起动冷调试方法，该方法包括模拟液体火箭发动机起动转级过程的步骤：
S1-1、关闭第一截止阀、第四截止阀、第五截止阀、第六截止阀、和第三截止阀，通过第二截止阀将主管路以及与主管路相连的起动箱构成的空间抽成真空；
S1-2、关闭第二截止阀，打开第一截止阀，使主管路以及与主管路相连的起动箱构成的空间内充满流体介质，之后，关闭第一截止阀；、第七截止阀。
S1-3、在第六截止阀入口处接入高压氮气，之后将第六截止阀和第四截止阀打开，此时起动箱内的流体介质在高压氮气的挤压下流向主管路，流量调节器按照预设的程序开始工作；
S1-4、按照液体火箭发动机起动转级预设时序，依次打开第一截止阀和第五截止阀；
S1-5、待流量调节器完成转级，进入主级工作状态之后关闭第一截止阀、第六截止阀和第四截止阀，完成液体火箭发动机起动转级过程模拟。
上述液体火箭发动机起动冷调试方法，还包括模拟液体火箭发动机燃气发生器头部雾化过程的步骤：
S2-1、关闭第一截止阀、第四截止阀、第五截止阀、第六截止阀、和第三截止阀，通过第二截止阀将主管路以及与主管路相连的起动箱构成的空间抽成真空；
S2-2、设置流量调节器为预设的起动流量状态，打开第六截止阀向燃气发生器头部进行氮气吹除。
S2-3、依次打开第一截止阀和第三截止阀；
S2-4、当第三截止阀前后一致后打开第八阀门，使流体介质充填燃气发生器头部燃料头腔，模拟燃气发生器头部的喷注雾化过程；
S2-5、采用摄像仪拍摄燃气发生器头部的喷注雾化过程的影像。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)、本发明提供了一种简化的液体发动机起动冷调试验系统，将雾化分析与转级过程模拟系统相结合，系统简单、便于生产加工，且可以满足多个试验考核目的。
(2)、本发明冷调试验系统通过在起动箱出口设置单向阀，在调节器入口处设置单向阀，模拟发动机起动过程中燃料路交接班过程；
(3)、本发明冷调试验系统通过在调节器出口设置两路排放，模拟不同流量状态的切换；
(4)、本发明冷调试验系统通过在流量调节器后设置截止阀，实现流量调节特性试验和雾化特性试验间的功能切换；
(5)、本发明冷调试验系统通过在发生器头部后设置高速摄影观察燃料的雾化特性，比较直观并且可以记录重放。
(6)、本发明部分产品选用液体火箭发动机内部实际产品，能够真实反映液体火箭发动机的工作情况。
附图说明
图1是冷调试验系统示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明提供的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，包括流量调节器1、第一过滤器2、第一单向阀3、第一截止阀4、贮箱21、第二截止阀6、第七截止阀21、第二过滤器20、第二单向阀7、起动箱8、第六截止阀22、双单向阀5、第三截止阀11、第四截止阀9和第五截止阀10、第一节流圈18和第二节流圈19、第三节流圈16、第七截止阀12、第八截止阀13、第四节流圈17、燃气发生器头部14和摄像仪15，燃气发生器头部14包括燃料入口、吹除入口的开放式结构。
贮箱21用于提供液氮或者水等流体介质，贮箱21内部压力与液体火箭发动机贮箱内部压力相同。第一截止阀4的输入端与贮箱21连接，用于控制贮箱21输出流体介质的通断，第一截止阀4的输出端管路分为三路，第一路连接第二截止阀6；第二路依次连接第一单向阀3、第一过滤器2和流量调节器1，构成主管路；第三路连接第七截止阀21、第二单向阀7、第二过滤器20至起动箱8液腔入口，起动箱8的控制腔入口连接第六截止阀22，起动箱8液腔出口通过双单向阀5接入至主路管路，接入点位于第一单向阀3和第一过滤器2之间；流量调节器1的输出端管路分为三路，第一路连接第三截止阀11，第二路依次连接第一节流圈18和第四截止阀9输出；第三路依次连接第二节流圈19和第五截止阀10输出。
第三节流圈16连接第七截止阀12，第七截止阀12连接至燃气发生器头部的吹除入口，形成吹除通路；第三节流圈16，用于控制吹除雾化流量，第七截止阀12用于控制吹除路管路通断；
第四节流圈17的入口端连接第三截止阀11的输出端，第四节流圈17的出口端连接第八截止阀13，第八截止阀13的输出端连接至燃气发生器头部14的燃料入口，形成燃气发生器燃料供应通路；第四节流圈17用于模拟发动机工作时流阻状态，第八截止阀13用于控制燃气发生器燃料管路介质通断；
摄像仪15正对燃气发生器头部14，用于拍摄燃气发生器头部14的喷注雾化过程。所述摄像仪15为高速摄像仪，采样频率高达2000帧以上。
所述第一节流圈18和第二节流圈19采用不同的尺寸，分别用来模拟流量调节器后发生器点火前、后背压。第一节流圈18和第二节流圈19的尺寸可以根据发动机真实工况反算出来。
所述流量调节器1、第一过滤器2、第一单向阀3、双单向阀5、第二单向阀7、第七截止阀21、第二过滤器20、起动箱8为与液体火箭发动机内状态完全相同的产品，第三截止阀11与第四节流圈17之间容积与发动机点火导管容积一致，真实模拟液体火箭发动机内工作状态。
采用上述液体火箭发动机起动冷调试系统和方法，可以模拟液体火箭发动机起动转级过程，获得起动分系统的转级特性，充分考核起动分系统各组件在起动过程中的协调性，暴露薄弱环节；同时还可以模拟液体火箭发动机燃气发生器头部雾化过程，得到发生器燃料头腔的充填特性，燃料路流阻特性以及吹除流量与燃气发生器点火时刻燃料喷注同步性和雾化程度的关系。
S1、液体火箭发动机起动转级过程模拟步骤如下：
S1-1、关闭第一截止阀4、第四截止阀9、第五截止阀10、第六截止阀22、和第三截止阀11，通过第二截止阀6将主管路以及与主管路相连的起动箱8构成的空间抽成真空；
S1-2、关闭第二截止阀6，打开第一截止阀4，使主管路以及与主管路相连的起动箱8构成的空间内充满流体介质，之后，关闭第一截止阀4；、第七截止阀21。
S1-3、在第六截止阀22入口处接入高压氮气，之后将第六截止阀22和第四截止阀9打开，此时起动箱8内的流体介质在高压氮气的挤压下流向主管路，流量调节器1按照预设的程序开始工作；
S1-4、按照液体火箭发动机起动转级预设时序，依次打开第一截止阀4和第五截止阀10；
S1-5、待流量调节器1完成转级，进入主级工作状态之后关闭第一截止阀4、第六截止阀22和第四截止阀10，完成液体火箭发动机起动转级过程模拟。
通过测量截止阀9截止阀10后流量、管路中压力及压力脉动变化特点、判断试验过程中调节器1双单向阀5、单向阀7、单向阀3、起动箱5的工作特性。
S2、液体火箭发动机燃气发生器头部雾化过程模拟步骤如下：
S2-1、关闭第一截止阀4、第四截止阀9、第五截止阀10、第六截止阀22、和第三截止阀11，通过第二截止阀6将主管路以及与主管路相连的起动箱8构成的空间抽成真空；
S2-2、设置流量调节器1为预设的起动流量状态，打开第六截止阀22向燃气发生器头部14进行氮气吹除。
S2-3、依次打开第一截止阀4和第三截止阀11；
S2-4、当第三截止阀11前后一致后打开第八阀门13，使流体介质充填燃气发生器头部14燃料头腔，模拟燃气发生器头部14的喷注雾化过程；
S2-5、采用摄像仪15拍摄燃气发生器头部14的喷注雾化过程的影像。通过观测摄像仪15拍摄影像中的喷注器喷出液滴尺寸大小和中心喷嘴与边缘喷嘴喷出介质的时间差，可以判断发生器燃料头腔的充填特性，燃料路流阻特性以及吹除流量与燃气发生器点火时刻燃料喷注同步性和雾化程度的关系。
本说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员的公知常识。
Claims (11)
1.一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于包括流量调节器(1)、第一过滤器(2)、第一单向阀(3)、第一截止阀(4)、贮箱(21)、第二截止阀(6)、第七截止阀(21)、第二过滤器(20)、第二单向阀(7)、起动箱(8)、第六截止阀(22)、双单向阀(5)、第三截止阀(11)、第四截止阀(9)和第五截止阀(10)、第一节流圈(18)和第二节流圈(19)；
贮箱(21)用于提供流体介质，第一截止阀(4)的输入端与贮箱(21)连接，用于控制贮箱(21)输出流体介质的通断，第一截止阀(4)的输出端管路分为三路，第一路连接第二截止阀(6)；第二路依次连接第一单向阀(3)、第一过滤器(2)和流量调节器(1)，构成主管路；第三路连接第七截止阀(21)、第二单向阀(7)、第二过滤器(20)至起动箱(8)液腔入口，起动箱(8)的控制腔入口连接第六截止阀(22)，起动箱(8)液腔出口通过双单向阀(5)接入至主路管路，接入点位于第一单向阀(3)和第一过滤器(2)之间；流量调节器(1)的输出端管路分为三路，第一路连接第三截止阀(11)，第二路依次连接第一节流圈(18)和第四截止阀(9)输出；第三路依次连接第二节流圈(19)和第五截止阀(10)输出。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于贮箱(21)内部压力与液体火箭发动机贮箱内部压力相同。
3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述第一节流圈(18)和第二节流圈(19)采用不同的尺寸，分别用来模拟流量调节器后发生器点火前、后背压。
4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述流体介质为液氮或者水。
5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述流量调节器(1)、第一过滤器(2)、第一单向阀(3)、双单向阀(5)、第二单向阀(7)、第七截止阀(21)、第二过滤器(20)、起动箱(8)为与液体火箭发动机内状态完全相同的产品。
6.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述高压氮气的压力范围为8～30MPa。
7.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，起动其特征在于还包括第三节流圈(16)、第七截止阀(12)、第八截止阀(13)、第四节流圈(17)、燃气发生器头部(14)和摄像仪(15)，燃气发生器头部(14)包括燃料入口、吹除入口的开放式结构；
第三节流圈(16)连接第七截止阀(12)，第七截止阀(12)连接至燃气发生器头部的吹除入口，形成吹除通路；第三节流圈(16)，用于控制吹除雾化流量，第七截止阀(12)用于控制吹除路管路通断；
第四节流圈(17)的入口端连接第三截止阀(11)的输出端，第四节流圈(17)的出口端连接第八截止阀(13)，第八截止阀(13)的输出端连接至燃气发生器头部(14)的燃料入口，形成燃气发生器燃料供应通路；第四节流圈(17)用于模拟发动机工作时流阻状态，第八截止阀(13)用于控制燃气发生器燃料管路介质通断；
摄像仪(15)正对燃气发生器头部(14)，用于拍摄燃气发生器头部(14)的喷注雾化过程。
8.根据权利要求6所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述摄像仪(15)为高速摄像仪，采样频率高达2000帧以上。
9.根据权利要求1所述的冷调试验装置，其特征在于：所述第三截止阀(11)与第四节流圈(17)之间容积与发动机点火导管容积一致。
10.基于权利要求1～9任一项所述的一种液体火箭发动机起动冷调试方法，其特征在于包括模拟液体火箭发动机起动转级过程的步骤：
S1-1、关闭第一截止阀(4)、第四截止阀(9)、第五截止阀(10)、第六截止阀(22)、和第三截止阀(11)，通过第二截止阀(6)将主管路以及与主管路相连的起动箱(8)构成的空间抽成真空；
S1-2、关闭第二截止阀(6)，打开第一截止阀(4)，使主管路以及与主管路相连的起动箱(8)构成的空间内充满流体介质，之后，关闭第一截止阀(4)；、第七截止阀(21)。
S1-3、在第六截止阀(22)入口处接入高压氮气，之后将第六截止阀(22)和第四截止阀(9)打开，此时起动箱(8)内的流体介质在高压氮气的挤压下流向主管路，流量调节器(1)按照预设的程序开始工作；
S1-4、按照液体火箭发动机起动转级预设时序，依次打开第一截止阀(4)和第五截止阀(10)；
S1-5、待流量调节器(1)完成转级，进入主级工作状态之后关闭第一截止阀(4)、第六截止阀(22)和第四截止阀(10)，完成液体火箭发动机起动转级过程模拟。
11.基于权利要求7～9所述的一种液体火箭发动机起动冷调试方法，其特征在于还包括模拟液体火箭发动机燃气发生器头部雾化过程的步骤：
S2-1、关闭第一截止阀(4)、第四截止阀(9)、第五截止阀(10)、第六截止阀(22)、和第三截止阀(11)，通过第二截止阀(6)将主管路以及与主管路相连的起动箱(8)构成的空间抽成真空；
S2-2、设置流量调节器(1)为预设的起动流量状态，打开第六截止阀(22)向燃气发生器头部(14)进行氮气吹除。
S2-3、依次打开第一截止阀(4)和第三截止阀(11)；
S2-4、当第三截止阀(11)前后一致后打开第八阀门(13)，使流体介质充填燃气发生器头部(14)燃料头腔，模拟燃气发生器头部(14)的喷注雾化过程；
S2-5、采用摄像仪(15)拍摄燃气发生器头部(14)的喷注雾化过程的影像。
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