一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置及方法制造方法及图纸

一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置，包括氢泵前阀、氢泵、吹除单向阀、音速喷嘴、氢涡轮、氢预冷回流阀、节流装置；液氢通过氢泵前阀对氢泵进行预冷；经氢泵后的液氢分成两路，一路通过氢预冷回流阀流出，另一路流向氢涡轮；惰性气体依次经过音速喷嘴、吹除单向阀后分成两路，一路对流向氢涡轮的液氢进行隔离，并同隔离的液氢一起通过氢预冷回流阀流出，一路通过氢涡轮排放至外部；氢预冷回流阀设有两个出口，节流装置安装在其中一个出口上。本发明专利技术能够获得发动机氢系统循环预冷特性，获得预冷温降速率随吹除流量及泵前压力的变化关系；确定了氢氧发动机循环预冷时氦隔离密封的安全边界，提高了发动机测试覆盖性，有利于控制风险。利于控制风险。利于控制风险。

A precooling device and method for simulating and verifying engine hydrogen system in flight

【技术实现步骤摘要】
一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置及方法


[0001]本专利技术涉及一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置及方法，属于发动机


技术介绍

[0002]火箭发射前，发动机氢系统进行循环预冷，来自贮箱的液氢在预冷发动机管路、氢涡轮泵后回流至氢贮箱。而发动机进行地面校准试车时，采用排放预冷的形式，即预冷后的液氢直接排放，如此则无法获取发动机在发射前的循环预冷特性，也无法获得真实循环预冷状态下氢涡轮泵动密封氦隔离压力的极限安全边界和安全裕度。大推力氢氧发动机氢系统对预冷边界敏感，若没有氢系统循环预冷特性和预冷安全域度，容易发生发射前预冷不成功而无法发射、冷氢排放到发射场引起安全问题的情况。

技术实现思路

[0003]本专利技术要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了无法获取发动机在发射前的循环预冷特性问题。
[0004]本专利技术目的通过以下技术方案予以实现：
[0005]一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置及方法，1)在试验台氢涡轮泵氦隔离密封吹除路上，吹除单向阀入口前，设置高恢复系数音速喷嘴，在小流量氦气较低吹除压力的工况下，通过测量该喷嘴入口处的压力，可精确获知氦气吹除的流量；2)在试验台氢预冷泄出总管上，设有两位三通氢预冷回流阀；氢预冷回流阀入口同氢预冷泄出总管连接，通过控制两个出口截面，其中一个截面加装指定当量面积限流孔板，分别模拟贮箱不增压和增压两种循环预冷工况泄出口压力；3)在氢涡轮排气管出口处安装氢浓度报警器，并在排气管内壁增加壁温测点，以监控氢涡轮泵氦隔离密封是否发生泄漏。
[0006]一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置，包括氢泵前阀、氢泵、吹除单向阀、音速喷嘴、氢涡轮、氢预冷回流阀、节流装置；
[0007]液氢通过氢泵前阀对氢泵进行预冷；经氢泵后的液氢分成两路，一路通过氢预冷回流阀流出，另一路流向氢涡轮；惰性气体依次经过音速喷嘴、吹除单向阀后分成两路，一路对流向氢涡轮的液氢进行隔离，并同隔离的液氢一起通过氢预冷回流阀流出，一路通过氢涡轮排放至外部；
[0008]氢预冷回流阀设有两个出口，节流装置安装在其中一个出口上。
[0009]优选的，还包括涡轮泵轴承，涡轮泵轴承位于氢泵和氢涡轮之间。
[0010]优选的，所述节流装置采用节流孔板。
[0011]优选的，所述音速喷嘴选用高恢复系数音速喷嘴。
[0012]优选的，所述高恢复系数音速喷嘴结构的参数为：入口角度为60
°
～80
°
；喉部工作段长度约0.5～1倍喉径；扩张段出口角为6
°
～9
°
；出口扩张段长度为20～30倍喉径。
[0013]优选的，所述节流装置，根据靶场循环泵预冷工况下不同增压条件下氢泵入口压
力、氢预冷回流阀出口压力，通过仿真计算，确定地面条件下节流装置的当量面积。
[0014]一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷方法，采用上述的预冷装置，包括：
[0015]利用氢贮箱压力控制氢泵前阀压力P1；
[0016]通过音速喷嘴控制惰性气体的流量；
[0017]通过监测氢泵的温度获得发动机在预冷状态下的预冷特性，获得预冷温降速率随吹除流量及泵前压力的变化关系；
[0018]氢预冷回流阀分别采用两个出口中的一个作为泄出口，并分别测量相应的泄出口压力；利用P1和泄出口压力的压差，模拟不同增压状态下的循环预冷工况。
[0019]优选的，在所述氢涡轮的出口安装氢浓度报警仪，获取循环预冷状态下氢涡轮动密封惰性气体隔离压力的极限安全边界和安全裕度。
[0020]优选的，所述惰性气体的流量通过超音速喷嘴气体流量公式确定。
[0021]优选的，所述惰性气体选用氦气。
[0022]本专利技术相比于现有技术具有如下有益效果：
[0023](1)本专利技术提出了利用地面排放预冷试验模拟了箭上真实循环预冷工况的方法，能够获得了发动机氢系统循环预冷特性，获得预冷温降速率随吹除流量及泵前压力的变化关系；确定了氢氧发动机循环预冷时氦隔离密封的安全边界，提高了发动机测试覆盖性，有利于控制风险，同时避免了进行动力系统循环预冷试验，节约了大量研究经费；
[0024](2)本专利技术的技术方案，经火箭飞行的实际考核，试验模拟的循环预冷情况与火箭动力系统实际循环预冷情况一致；
[0025](3)通过高恢复系数音速喷嘴可以在在小流量氦气及较低吹除压力的工况下精准获得氦气流量；
[0026](4)通过仿真获得回流阀中孔板当量面积，准确模拟靶场不同增压条件下的带循环泵预冷工况。
附图说明
[0027]图1为发动机地面热试车模拟飞行状态氢系统循环预冷原理图。
[0028]图2为氢预冷回流阀示意图。
具体实施方式
[0029]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本专利技术的实施方式作进一步详细描述。
[0030]实施例1：
[0031]一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置，包括：氢泵前阀1、氢泵2、吹除单向阀3、音速喷嘴4、氢涡轮5、氢预冷回流阀6、节流孔板7；如图1所示。
[0032]液氢通过氢泵前阀1进入发动机对氢泵2进行预冷。经氢泵2后的液氢分成两路，一路经泵后至氢预冷回流阀6流出，一路经涡轮泵轴承流向氢涡轮5。氦气通过音速喷嘴4，经吹除单向阀3进入氢涡轮轴承后分成两路，一路对流向氢涡轮5液氢进行隔离，同液氢一起经氢预冷回流阀6流出，一路通过氢涡轮5排放至外场。
[0033]靶场循环泵预冷工况下不同增压条件下氢泵入口压力、氢预冷回流阀出口压力为
测量获得的压力，通过仿真计算，得出在地面条件下，节流孔板7的当量面积为2.54E
‑
4m3，优选为直径18mm的圆孔。
[0034]音速喷嘴4优选高恢复系数音速喷嘴。
[0035]一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷方法，包括如下步骤：
[0036]氢泵前阀压力P1通过试验台氢贮箱压力控制；
[0037]氢预冷回流阀入口为6a氢预冷泄出总管连接，当预冷回流阀出口为6b状态时，泄出口压力为P2，与P1压差为模拟不增压时的循环预冷工况；当预冷回流阀出口为6c状态时，泄出口处加装一个节流孔板7，如图2所示，控制泄出口压力为P3，与P1压差为模拟增压时的循环预冷工况；
[0038]通过音速喷嘴4精准控制吹除发动机的氦气流量；
[0039]通过监测氢泵温度获得发动机在靶场循环预冷状态下的预冷特性；
[0040]氢涡轮出口安装氢浓度报警仪，通过控制不同的氦气流量、泵前阀入口压力及氢预冷回流阀工作状态，获取真实循环预冷状态下氢涡轮泵动密封氦隔离压力的极限安全边界和安全裕度。
[0041]由于隔离用氦气流量较小，吹除单向阀入口前氦气压力较低，高恢复系数音速喷嘴可以保证喷嘴前后压差较低的情况下气体达到音速，从本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种模拟验证飞行状态下发动机氢系统的预冷装置，其特征在于，包括氢泵前阀(1)、氢泵(2)、吹除单向阀(3)、音速喷嘴(4)、氢涡轮(5)、氢预冷回流阀(6)、节流装置；液氢通过氢泵前阀(1)对氢泵(2)进行预冷；经氢泵(2)后的液氢分成两路，一路通过氢预冷回流阀(6)流出，另一路流向氢涡轮(5)；惰性气体依次经过音速喷嘴(4)、吹除单向阀(3)后分成两路，一路对流向氢涡轮(5)的液氢进行隔离，并同隔离的液氢一起通过氢预冷回流阀(6)流出，一路通过氢涡轮(5)排放至外部；氢预冷回流阀(6)设有两个出口，节流装置安装在其中一个出口上。2.根据权利要求1所述的预冷装置，其特征在于，还包括涡轮泵轴承，涡轮泵轴承位于氢泵(2)和氢涡轮(5)之间。3.根据权利要求1所述的预冷装置，其特征在于，所述节流装置采用节流孔板。4.根据权利要求1所述的预冷装置，其特征在于，所述音速喷嘴(4)选用高恢复系数音速喷嘴。5.根据权利要求4所述的预冷装置，其特征在于，所述高恢复系数音速喷嘴结构的参数为：入口角度范围为60
°
～80
°
；喉部工作段长度范围为0.5～1倍喉径；扩张段出口角范围为6
°...

【专利技术属性】
技术研发人员：马旋，王珏，胡程炜，张箭，穆桐，巩岩博，刘忠恕，刘畅，张卫红，颜勇，何昆，
申请(专利权)人：北京航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：