固体火箭发动机冷试车试验系统技术方案

本发明专利技术提供一种固体火箭发动机冷试车试验系统，将冷增压试验的工作介质由气体改为气液配合，提高升压速率，降低试验安全性风险，可以直接用于采用真实推进剂装药的发动机，提高试验真实性。具体包括气源控制器、压力罐、试验压力控制器、发动机和气/液压力传递器；气/液压力传递器包括与压力罐连通的气室和与发动机的燃烧室连通的液室，液室和发动机的燃烧室内充满液体介质；气/液压力传递器将所述气室的气体压力传递至所述液室，进而转换为液体压力传递到所述发动机燃烧室内部；气源控制器用于控制所述压力罐内气体压力；试验压力控制器用于控制所述气室内气体压力大小以及升压速率。

Cold Test System of Solid Rocket Motor

The invention provides a solid rocket motor cold test run test system, which changes the working medium of cold turbocharging test from gas to gas-liquid combination, improves the boost rate and reduces the test safety risk, and can be directly used in the engine with real propellant charge to improve the test authenticity. Specifically, it includes gas source controller, pressure tank, test pressure controller, engine and gas/hydraulic pressure transmitter; gas/hydraulic pressure transmitter includes gas chamber connected with pressure tank and liquid chamber connected with combustion chamber of engine, liquid chamber and combustion chamber of engine are filled with liquid medium; gas/hydraulic pressure transmitter transmits the gas pressure of the gas chamber to the liquid chamber, and then converts it to the liquid chamber. The liquid pressure is transmitted to the combustion chamber of the engine; the gas source controller is used to control the gas pressure in the pressure tank; and the test pressure controller is used to control the gas pressure in the chamber and the boost rate.

【技术实现步骤摘要】
固体火箭发动机冷试车试验系统
本专利技术涉及一种试验系统，具体涉及一种固体火箭发动机冷试车，属于固体火箭发动机

技术介绍
固体火箭发动机的安全性直接影响飞行器及设备、人员安全，是发动机研发的重中之重。装药结构完整性是固体火箭发动机安全性设计的核心环节，其设计主要依靠仿真指导，并最终通过试验考核验证。传统考核装药结构完整性的方法是发动机地面热试车：通过固体火箭发动机的地面点火，不但能以最真实的状态考核发动机结构完整性以外，还能全面考核发动机整个系统的安全性、可靠性和性能，最具说服力。但地面热试车为消耗性试验，每次试验只能考核一种固定状态，具有周期长、成本高的缺点，且一旦失败危害性大，特别是大型产品不宜直接采用。为了克服热试车每次试验只能考核一种技术状态的缺点，同时降低试验成本，业内发展了一种固体火箭发动机冷增压试验系统，如图1所示：由气源控制器1、压力罐2、试验压力控制器31、发动机4、压力传感器5、应变测试仪6、放大交换接口7、计算机8和打印机9构成。该系统先由气源控制器1将压力罐中2中气压控制到设定的需求值，而后通过试验压力控制器31控制设置在压力罐2和发动机4燃烧室之间本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种固体火箭发动机冷试车试验系统，包括：气源控制器(1)、压力罐(2)、试验压力控制器(31)、发动机(4)；其特征在于：还包括气/液压力传递器(10)；所述气/液压力传递器(10)包括与压力罐(2)连通的气室(14)和与发动机(4)的燃烧室连通的液室(15)，所述液室(15)和发动机(4)的燃烧室内充满液体介质；所述气/液压力传递器(10)将所述气室(14)的气体压力传递至所述液室(15)，进而转换为液体压力传递到所述发动机(4)燃烧室内部；所述气源控制器(1)用于控制所述压力罐(2)内气体压力；所述试验压力控制器(31)用于控制所述气室(14)内气体压力大小以及升压速率。

【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机冷试车试验系统，包括：气源控制器(1)、压力罐(2)、试验压力控制器(31)、发动机(4)；其特征在于：还包括气/液压力传递器(10)；所述气/液压力传递器(10)包括与压力罐(2)连通的气室(14)和与发动机(4)的燃烧室连通的液室(15)，所述液室(15)和发动机(4)的燃烧室内充满液体介质；所述气/液压力传递器(10)将所述气室(14)的气体压力传递至所述液室(15)，进而转换为液体压力传递到所述发动机(4)燃烧室内部；所述气源控制器(1)用于控制所述压力罐(2)内气体压力；所述试验压力控制器(31)用于控制所述气室(14)内气体压力大小以及升压速率。2.如权利要求1所述的固体火箭发动机冷试车试验系统，其特征在于：所述气/液压力传递器(10)具体包括密闭的缸体以及设置在缸体内部的活塞(13)，由所述活塞(13)将缸体内部空腔分隔为气室(14)和液室(15)，所述活塞(13)能够在缸体内部沿其轴线往复移动。3.如权利要求1或2所述的固体火箭发动机冷试车试验系统，其特征在于：还包括压力传感器(5)、应变测试仪(6)、放大交换接口(7)和输出控制单元；所述压力传感器(5)和应变测试仪(6)...

【专利技术属性】
技术研发人员：王君祺，吴刚，熊飞，
申请(专利权)人：北京灵动飞天动力科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11