一种液体火箭发动机四机并联热试验装置制造方法及图纸

一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护；所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室；所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力；所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。本试验装置可以大幅缩短火箭发动机的研制周期、降低火箭发动机的研制成本、提高火箭发动机的研制效率。

A Parallel Thermal Test Device for Liquid Rocket Engine with Four Engines

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机四机并联热试验装置
本技术涉及一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，属于液体火箭发动机领域。
技术介绍
推力室挤压热试验是液体火箭发动机推力室研制的主要手段，其具有试验参数多、影响因素多、试验件设计方案多的特点。现有技术中推力室挤压热试验都是针对单个推力室开展的，为了优选设计参数和设计方案，单个研究项目往往需要做的热试验次数少则十几次，多则五十余次，试验周期及试验成本十分巨大，同时也十分消耗人力成本，是制约火箭发动机研制周期及效率的主要因素。目前在现有技术中尚未出现多个推力室同时开展热试验的方案，存在的主要问题是：(1)当多个推力室的试验状态一致时，整个试验装置需要保证提供给多个推力室的状态一致；(2)当多个推力室的试验状态不一致时，需要有能力单独调节每个推力室的试验状态。因此对于整个试验装置而言，一方面需要提供更多的推力室接口，另一方面还要保证氧化剂管路、燃料管路等众多试验条件具备灵活的调整能力。
技术实现思路
本技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，以大幅缩短火箭发动机的研制周期、降低火箭发动机的研制成本、提高火箭发动机的研制效率。本技术目的通过以下技术方案予以实现：一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；所述氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接；所述燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接；所述冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接；所述氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路均安装在支架上。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂管路从氧化剂管路入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度；所述燃料管路从燃料管路入口到四个燃料输出口为等径、等长度。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述燃料管路还包括燃料调节元件；所述氧化剂调节元件位于氧化剂管路靠近推力室的氧化剂进口的一端；所述燃料调节元件位于燃料管路靠近推力室的燃料进口的一端。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述氧化剂调节元件为节流圈或气蚀管；所述燃料调节元件为音速喷嘴。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，还包括火炬点火器，所述火炬点火器安装在推力室的头部。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，还包括火炬点火器气氢管路和火炬点火器气氧管路，所述火炬点火器气氢管路的一端与火炬点火器的气氢接口连接；所述火炬点火器气氧管路的一端与火炬点火器的气氧接口连接。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置。上述液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述均流装置为圆形板状，圆形板上设有圆形通孔。本技术相比于现有技术具有如下有益效果：(1)本技术能够大幅提升发动机的试验次数，降低试验周期，最大压缩试验周期75％；能够有效缩短火箭发动机的试验周期、降低火箭发动机的试验成本，大幅提高火箭发动机的研制效率；(2)本技术在推进剂管路上设有调节元件，能够有效保证推进剂管路提供给四个推力室的推进剂参数一致，解决单纯依靠推进剂管路直径、长度一致保证推进剂参数一致的问题；(3)本技术在推进剂管路上设有调节元件，其位于推进剂管路与推力室的连接处，一方面有利于根据推力室的试验需求调整调节元件，另一方面也降低了单独调节元件的变化对其他推力室参数的影响；(4)本技术装置的接口简单，有利于提升试验效率；缩短试验周期，降低研制成本；(5)本技术的火炬点火器推进剂管路与被测推力室的推进剂管路独立，能够提供更灵活的试验参数，且避免了二者的相互影响；(6)本技术的冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置，能够有效保证各推力室的冷却效果。附图说明图1为本专利技术氧化剂管路或燃料管路主视图；图2为本专利技术氧化剂管路或燃料管路左视图；图3为本专利技术氧化剂管路或燃料管路俯视图；图4为本专利技术的推力室局部剖视示意图，(4a)为主视图，(4b)为剖视图，(4c)为左视图；图5为本专利技术的气蚀管的剖面示意图。具体实施方式为使本技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本技术的实施方式作进一步详细描述。一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、火炬点火器、火炬点火器气氢管路、火炬点火器气氧管路、支架。其中火炬点火器用于点燃推力室，火炬点火器气氢管路用于向火炬点火器提供气氢，所述火炬点火器气氧管路用于向火炬点火器提供气氧。所述氧化剂管路用于向推力室提供氧化剂，氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接，一级一分二的管路如图1～图3所示，推力室的局部剖视示意图如图4中的(4a)、(4b)、(4c)所示；所述燃料管路用于向推力室提供燃料，燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接；所述冷却剂管路向推力室提供冷却剂以用于对推力室进行热防护，冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接，所述冷却剂管路向四个推力室提供的冷却剂流量和冷却剂压力均相同。所述支架用于支撑氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路和被测的推力室。所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述氧化剂调节元件用于调整氧化剂管路向被测推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力。通过调整氧化剂调节元件，可以使氧化剂管路向四个推力室提供的氧化剂流量和氧化剂压力均相同；所述氧化剂调节元件位于氧化剂管路靠近推力室的氧化剂进口的一端；所述氧化剂调节元件为节流圈或气蚀管，如图5所示。所述氧化剂管路从氧化剂管路的入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度。所述燃料管路还包括燃料调节元件，所述燃料调节元件用于调整燃料管路向被测推力室提供的燃料流量和燃料压力。通过调整燃料调节元件，可以使燃料管路向四个推力室提供的燃料流量和燃料压力均相同，所述燃料调节元件位于燃料管路靠近推力室的燃料进口的一端。所述燃料调节元件为音速喷嘴。所述燃料管路从燃料管路的入口到四个燃料输出口为等径、等长度。所述冷却剂管路在一分二的接口处设有均流装置。实施例：一种液体火箭发动机四机并联热试验装置采用采用模块化设计，整套试验装置只留试验装置与被测推力室的固定接口，及，两种推进剂(即氧化剂和燃料)和一种冷却剂的三个进口，被测推力室的连接安装固定工作方便快捷；(2)被测推力室可拆卸，方便实现不同设计方案推力室在试验装置上的快速更换，大幅缩短试验周期；(3)每台被测推力室均配置一台气氢气氧火炬点火器，点火器系统采用独立于试验装置主系统的模块化设计，确保四台火炬点火器的点火一致性不因推力室试验件的更换而发生变化；(4)不同推力室的所有同功能管路均采用等径、等走向设计，推进剂汇总管路进行均流设计，以保证不同推力室推进剂入口工作参数的一致性；(5)调节元件设置在推进剂管路上靠近推力室的一端，以保证根据不同推力室的试验条件快速便捷的更换调节元件；同时调节元件位于推进剂管路上靠近推力室本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，其特征在于：包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；所述氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接；所述燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接；所述冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接；所述氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路均安装在支架上。

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，所述装置能够同时用于四个推力室的热试验，其特征在于：包括氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路、支架；所述氧化剂管路采用两级一分二的方式提供四个氧化剂输出口与四个推力室的氧化剂进口连接；所述燃料管路采用两级一分二的方式提供四个燃料输出口与四个推力室的燃料进口连接；所述冷却剂管路采用两级一分二的方式提供四个冷却剂输出口与四个推力室的冷却剂进口连接；所述氧化剂管路、燃料管路、冷却剂管路均安装在支架上。2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂管路从氧化剂管路入口到四个氧化剂输出口为等径、等长度；所述燃料管路从燃料管路入口到四个燃料输出口为等径、等长度。3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机四机并联热试验装置，其特征在于：所述氧化剂管路还包括氧化剂调节元件，所述燃料管路还包括燃料调节元件；所述氧化剂调节元件位于氧化剂管路靠近推力室的氧...

【专利技术属性】
技术研发人员：姬威信，田原，王召，王仙，赵世红，孙纪国，许晓勇，王娟，聂嵩，牛旭东，王天泰，刘潇，
申请(专利权)人：北京航天动力研究所，
类型：新型
国别省市：北京,11