液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统及预冷方法技术方案

本发明专利技术涉及了一种液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统及预冷方法。该系统包括预冷总管道、对称管路单元、流量测量单元、温度压力测量单元以及状态切换单元；对称管路单元包括至少2N个分机预冷管道；每个分机预冷管道对应一个发动机；每两个分机预冷管道为一组，其一端分别与两台发动机预冷排放口对接，另一端合并后接入预冷总管道的入口；N≥2；从预冷总管道的入口至预冷总管道的出口依次串联安装有流量温度测量单元、温度压力测量单元以及状态切换单元。该系统的预冷方法步骤是：1)管路预冷；2)排气；3)小流量排放；4)温度判断；5)大流量排放。本发明专利技术解决了现有预冷系统只适用于单台发动机且预冷过程液氧消耗量大的问题。

Low temperature small flow precooling system and pre cooling method for liquid rocket engine test

The present invention relates to a low temperature small flow precooling system and a pre cooling method for the test of liquid rocket engine. The system includes a pre cooling pipeline, pipeline unit and total symmetric flow measurement unit, temperature and pressure measuring unit and switching unit; symmetrical pipeline unit includes at least a 2N pre cooling pipeline; each extension corresponds to a pre cooling pipeline engine; each of the two extension pre cooling pipe as a group, which is respectively docking with the two engine cooling discharge port, the other end of the combined entrance access total pre cooling pipeline; N = 2; from the entrance to the pre cooling pipe cooling pipe outlet are installed in series total flow temperature measurement unit, temperature and pressure measuring unit and a switching unit. The pre cooling methods of the system are as follows: 1) pipeline pre cooling; 2) exhaust; 3) small flow discharge; 4) temperature judgment; 5) large flow discharge. The present invention solves the problem that the existing precooling system is only suitable for a single engine and the liquid oxygen consumption is large in the pre cooling process.

【技术实现步骤摘要】
液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统及预冷方法
本专利技术属于航天发动机试验
，具体涉及了一种液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统及预冷方法。
技术介绍
某型号运载火箭安装了四台液氧/煤油发动机，4台发动机并联。按照火箭飞行要求需要对并联发动机实施不同步关机。为避免关机后的发动机回温，导致工作的发动机氧化剂入口温度升高，影响工作，需要对关机的发动机进行预冷。由于火箭自身携带氧化剂有限，为节约氧化剂，因此，需要选择最佳的预冷排放流量。为了在地面模拟这一状态，需要建立一套液体火箭发动机试验预冷系统，目前液体火箭发动机试验量预冷系统结构如图1所示：包括安装在发动机氧化剂入口上的排放管道100、设置在排放管道100上的气动阀200以及与气动阀200并联的手动阀300；这种排放方式是直接从发动机氧化剂入口的液氧直接进行排放。但是，现有的排放方式存在以下问题：1、仅能满足大流量预冷，不能实现大小流量之间切换。2、仅适用于单台发动机，对于多台发动机采用软管形式连接不适用，状态难控制。3、同时现有系统采用通孔形式，以发动机预冷排放温度作为预冷判据，无法获得预冷流量对预冷效果的影响。专利技术本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统，其特征在于：包括预冷总管道、对称管路单元、流量温度测量单元、温度压力测量单元以及状态切换单元；对称管路单元包括至少2N个分机预冷管道；每个分机预冷管道对应一个发动机；每两个分机预冷管道为一组，其一端分别与两台发动机预冷排放口对接，另一端合并后接入预冷总管道的入口；N≥2；从预冷总管道的入口至预冷总管道的出口依次串联安装有流量温度测量单元、温度压力测量单元以及状态切换单元；所述流量温度测量单元用于对预冷总管道的温度和流量进行测量；所述温度压力测量单元用于对预冷总管道的温度和压力进行测量；所述状态切换单元用于控制液氧大流量排放和小流量排放的转换。

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统，其特征在于：包括预冷总管道、对称管路单元、流量温度测量单元、温度压力测量单元以及状态切换单元；对称管路单元包括至少2N个分机预冷管道；每个分机预冷管道对应一个发动机；每两个分机预冷管道为一组，其一端分别与两台发动机预冷排放口对接，另一端合并后接入预冷总管道的入口；N≥2；从预冷总管道的入口至预冷总管道的出口依次串联安装有流量温度测量单元、温度压力测量单元以及状态切换单元；所述流量温度测量单元用于对预冷总管道的温度和流量进行测量；所述温度压力测量单元用于对预冷总管道的温度和压力进行测量；所述状态切换单元用于控制液氧大流量排放和小流量排放的转换。2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统，其特征在于：状态切换单元包括相互并联的大流量管道以及小流量管道；大流量管道上沿液氧流向依次设置大流量控制阀门以及大流量孔板；小流量管道上沿液氧流向依次设置小流量控制阀门以及小流量孔板。3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统，其特征在于：所述大流量控制阀门的流量范围2.5±0.5L/s；所述小流量控制阀门的流量范围0.15±0.05L/s；所述大流量孔板直径20mm；所述小流量孔板直径5mm。4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统，其特征在于：还包括第一排放管道；所述第一排放管道设置在预冷总管道的入口与流量温度测量单元之间；第一排放管道的一端与预冷总管道连接，另一端安装第一排气阀门；所述第一排气阀门的安装位置高于流量温度测量单元。5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机试验用低温小流量预冷系统，其特征在于：还包括第二排放管道；所述第二排放管道设置在温度压力测量单元与状态切换单元之间；第二排放管道的一端与预冷总管道连接，另一端安装第二排气阀门。6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机试验用低温小流量预...

【专利技术属性】
技术研发人员：高强，孙乐，向民，肖彬，唐斌运，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61