通用液体火箭发动机液流试验测试系统、方法及介质技术方案

本发明专利技术提供一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统、方法及介质，包括：气源模块、稳压模块、供水模块、制水模块、工艺管路模块、测控模块和操作模块；气源模块包括存储高压氮气的高压储气罐及周边部组件，与稳压模块为供水模块提供压力稳定的增压气体；稳压模块包括减压阀和储能器；供水模块在增压气体驱动下，为工艺管路模块提供压力稳定的液态水；制水模块将自来水制成去离子水；工艺管路模块为试验系统提供流体的输送和排放路径；测控模块对系统的状态进行实时监测、控制以及试验数据记录、计算和输出；操作模块为试验件放置和固定位置。本发明专利技术能够实现不同推力火箭发动机的流阻测试。测试。测试。

【技术实现步骤摘要】
通用液体火箭发动机液流试验测试系统、方法及介质


[0001]本专利技术涉及火箭发动机测试
，具体地，涉及一种中小型火箭发动机通用液流试验测试系统，尤其涉及一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统、方法及介质。

技术介绍

[0002]在姿轨控动力系统中，液体火箭发动机常位于动力系统的末端，为系统的姿态控制和轨道转移提供动力。若精确实现姿轨控动力系统的姿态控制和轨道转移，火箭发动机产生的推力务必准确，因此火箭发动机在装到动力系统前，需按照相关要求进行发动机的流阻准确调试。
[0003]目前调试发动机流阻的液流试验系统有两种方式，一种是泵压式，另一种是挤压式。泵压式液流试验系统液体压力稳定，测试数据准确，但水源与空气接触，易产生多余物污染产品；挤压式液流试验系统因其增压气体是高压气体通过减压阀减压后得到的，存在压力波动和夹气现场，会造成测试数据不准确。中小型液体火箭发动机抗污染能力差，因此常用挤压式液流试验系统测试流阻。
[0004]公开号为CN113049260A的专利技术专利，公开了一种姿控发动机液流试验系统及姿控发动机液流试验方法，包括：支架；安装在支架上的接头柱体，接头柱体上可拆卸地连接有发动机，发动机内部设置有孔板，接头柱体包括贯穿设置在接头柱体内部的第二通孔和设置在接头柱体的一端的外壁上的第二卡接部；可拆卸地连接在接头柱体上的接头母体，接头母体包括：本体；设置在本体上的第一通孔，接头柱体与第二卡接部相对应的一端适于嵌入第一通孔中；第一卡接部，适于当第二卡接部嵌入第一通孔时作用在第二卡接部上，使接头母体与接头柱体连为一体。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术提供一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统、方法及介质。
[0006]根据本专利技术提供的一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统、方法及介质，所述方案如下：
[0007]第一方面，提供了一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统，所述系统包括：气源模块、稳压模块、供水模块、制水模块、工艺管路模块、测控模块和操作模块；
[0008]所述气源模块：包括存储高压氮气的高压储气罐及周边部组件，与稳压模块为供水模块提供压力稳定的增压气体；
[0009]所述稳压模块：包括减压阀和储能器，能够调节增压气体压力并保持压力稳定；
[0010]所述供水模块：在增压气体驱动下，为工艺管路模块提供压力稳定的液态水；
[0011]所述制水模块：作为供水模块的水源，将自来水制成去离子水；
[0012]所述工艺管路模块：在测控模块的控制下，通过调节工艺管路模块的电子精密调压阀的开度实现流经试验件液体流量和试验件背压满足试验要求。
[0013]所述测控模块：主要作用是控制工艺管路模块上电子精密调压阀开关实现试验件流阻的测量，同时读取流量计、压力传感器上的数据，通过计算，最终输出试验件流阻值；
[0014]所述操作模块：为试验件、压力传感器放置和固定位置，试验件固定后再与工艺管路模块连接。
[0015]优选地，所述气源模块的高压储气罐，能够根据场地以及试验要求增加多个；
[0016]优选地，所述稳压模块有两级减压阀，并串联一个储能器，储能器容积大小根据流量大小确定，不小于50L。
[0017]优选地，所述供水模块中的高压水罐，能够根据场地以及试验要求增加多个。
[0018]优选地，所述供水模块与工艺管路模块两者之间设有截止阀和液体过滤器。
[0019]优选地，所述工艺管路模块包括一个流量计、一个电子精密调压阀和背压电子精密调节阀，流量计的作用测量流经试验件液体的流量，电子精密调压阀是控制流经试验件的液体流量满足要求，电子精密调压阀是控制试验件背压满足试验要求。
[0020]第二方面，提供了一种通用液体火箭发动机液流试验测试方法，所述方法包括：
[0021]状态确认步骤：确认高压储气罐内有高压气体，高压液体容器内加满去离子水，打开截止阀和截止阀，调节二级减压阀，使增压气体达到设定值；
[0022]操作步骤：操作人员通过控制系统上软件设定好试验件测试的流量和背压压力，点击开始测试按钮，测控系统会自动控制电子精密调压阀和背压电子精密调压阀，使流经试验件的液体流量和试验件的背压达到要求值，稳定5s后，测控系统分别读数流量计的读数和压力传感器的读数，通过计算得到试验件的流阻值并输出测试数据表格。
[0023]第三方面，提供了一种存储有计算机程序的计算机可读存储介质，所述计算机程序被处理器执行时实现所述方法的步骤。
[0024]与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
[0025]1、高压气源经稳压模块减压稳压后，可输出压力稳定的增压气体，保证测试系统精度；
[0026]2、根据试验件流阻，通过调节稳压模块中的减压阀出口压力，可以避免试验过程中溶解在液体中的气体析出，影响测试结果准确性；
[0027]3、工艺管路模块上的部组件数量少，测试系统可靠性高；
[0028]4、试验件测试误差≤1％。
附图说明
[0029]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0030]图1为本专利技术系统模块构成图；
[0031]图2为本专利技术的气源、稳压、供水和制水模块连接示意图；
[0032]图3为本专利技术工艺管路、测控、操作模块连接示意图。
具体实施方式
[0033]下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术
人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。
[0034]本专利技术实施例提供了一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统，以解决现有液流测试系统的压力波动以及夹气现象造成测试数据不稳定问题。参照图1所示，该系统具体包括：气源模块1、稳压模块2、供水模块3、制水模块4、工艺管路模块5、测控模块6和操作模块7；
[0035]其中，气源模块1包括存储高压氮气的高压储气罐及周边部组件，与稳压模块2为供水模块3提供压力稳定的增压气体，气源模块1的高压储气罐，能够根据场地以及试验要求增加多个。稳压模块2包括减压阀和储能器，能够调节增压气体压力并保持压力稳定，稳压模块2有两级减压阀7和两级减压阀8，并串联一个储能器9，储能器9容积大小根据流量大小确定，不小于50L。供水模块3在增压气体驱动下，为工艺管路模块5提供压力稳定的液态水，供水模块3与工艺管路模块5两者之间设有截止阀14和液体过滤器15。供水模块3中的高压水罐，能够根据场地以及试验要求增加多个。制水模块4作为供水模块3的水源，将自来水制成去离子水。工艺管路模块5为试验系统提供流体的输送和排放路径，工艺管路模块5包括一个流量计16、一个电子精密调压阀17和背压电子精密调节阀25，管路上部组件少，利于测试系统本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种通用液体火箭发动机液流试验测试系统，其特征在于，包括：气源模块(1)、稳压模块(2)、供水模块(3)、制水模块(4)、工艺管路模块(5)、测控模块(6)和操作模块(7)；所述气源模块(1)：包括存储高压氮气的高压储气罐及周边部组件，与稳压模块(2)为供水模块(3)提供压力稳定的增压气体；所述稳压模块(2)：包括减压阀和储能器，能够调节增压气体压力并保持压力稳定；所述供水模块(3)：在增压气体驱动下，为工艺管路模块(5)提供压力稳定的液态水；所述制水模块(4)：作为供水模块(3)的水源，将自来水制成去离子水；所述工艺管路模块(5)：在测控模块(6)的控制下，通过调节工艺管路模块(5)的电子精密调压阀(17)和(25)的开度实现流经试验件(21)液体流量和试验件(21)背压满足试验要求。所述测控模块(6)：主要作用是控制工艺管路模块(5)上电子精密调压阀开关实现试验件(21)流阻的测量，同时读取流量计(16)、压力传感器(20)和(22)上的数据，通过计算，最终输出试验件流阻值；所述操作模块(7)：为试验件(21)、压力传感器(20)和(22)放置和固定位置，试验件固定后再与工艺管路模块(5)连接。2.根据权利要求1所述的通用液体火箭发动机液流试验测试系统，其特征在于，所述气源模块(1)的高压储气罐的数量根据场地以及试验要求设置。3.根据权利要求1所述的通用液体火箭发动机液流试验测试系统，其特征在于，所述稳压模块(2)有两级减压阀(7)和两级减压阀(8)，并串联一个储能器(9)，储能器(9)容积大小根据流量大小确定，不小于50L。4.根据权利要求1所述的通用液体火箭发动机液流...

【专利技术属性】
技术研发人员：倪维根，邱宗元，吴乔奇，吴焕钟，杨雨城，张陈海，戴太星，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：