用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法技术方案

本发明专利技术涉及一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法，解决不同工况下，燃气发生器能难以产生匹配液体姿控火箭发动机的燃气流量的技术问题。该系统包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统、燃气发生器、燃气冷却系统及燃气排放阀组，燃气排放阀组包括多组燃气排放电磁阀，至少一组燃气排放电磁阀的出口设置有排气孔板。该方法包括：1、燃气发生器建压；2、燃气发生器与燃气自增压液体火箭发动机进行工况匹配，获得燃气发生器燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系；3、试验系统泄压，试验结束。试验结束。试验结束。

【技术实现步骤摘要】
用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法


[0001]本专利技术涉及燃气发生器试验系统，具体涉及一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法。

技术介绍

[0002]传统液体姿控火箭发动机一般采用“高压氮气气瓶+减压器”作为增压模块，新型液体姿控火箭发动机采用“差动贮箱+燃气发生器+稳压器”作为增压模块，增压推进剂贮存于增压推进剂贮箱。燃气自增压液体姿控火箭发动机工作时，增压推进剂在燃气发生器内发生催化分解和燃烧，生成高温高压燃气。高温高压燃气经稳压器稳压调节后分为两路，一路流向主推进剂贮箱气腔对主推进剂贮箱增压，实现液体姿控火箭发动机推力室所需主推进剂供应；一路流向增压推进剂贮箱气腔对增压推进剂贮箱增压，实现燃气发生器持续工作所需增压推进剂的供应。
[0003]液体姿控火箭发动机配套的推力室推力量级跨度范围大，推力量级范围从毫牛至十千牛，不同推力量级推力室工作时推进剂流量量级范围从毫克至十千克。为满足液体火箭发动机主推进剂供应需求，需要燃气发生器在不同工况下正常工作，以匹配液体姿控火箭发动机不同工况下燃气流量需求。因此需要对燃气发生器在不同工况下的性能进行考核试验，以满足燃气自增压液体火箭发动机性能需求。
[0004]传统液体姿控火箭发动机推力室试验时，一般通过调节推进剂贮箱压力来调整推力室室压和混合比，重点关注参数包括推力室室压、混合比、比冲、推力室喉部温度等。与液体姿控火箭发动机推力室相比，燃气发生器试验过程中除室压、混合比、比冲、推力室喉部温度等参数外，还需关注燃气发生器在各个工况下燃气流量与增压推进剂流量匹配特性、燃气流量与燃气自增压液体姿控火箭发动机各种工况下的匹配特性等性能。

技术实现思路

[0005]为解决不同工况下，燃气发生器能难以产生匹配液体姿控火箭发动机的燃气流量的技术问题，本专利技术提出一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法。
[0006]本专利技术提供的技术方案为：
[0007]一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特殊之处在于：包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统、燃气发生器、燃气冷却系统及燃气排放阀组；
[0008]所述推进剂供应系统包括推进剂贮罐、设置在推进剂贮罐上的推进剂贮罐增压放气阀、沿推进剂输出方向依次设置的手动总供应阀、气动总供应阀、流量计及产品阀；推进剂贮罐设置有贮罐测压计，用于测量贮罐压力P
t
；
[0009]所述推进剂称重计量系统包括推进剂贮罐的称重计量装置和采集装置，用于实时计量燃气发生器试验过程中推进剂贮罐重量进而计算试验过程中推进剂的消耗量；
[0010]所述燃气发生器用于接收推进剂供应系统提供的增压推进剂并进行分解燃烧，所述燃气发生器与产品阀之间连接有吹除阀，燃气发生器上设置有发生器测压计，用于测量燃气发生器的室压P
h
；
[0011]燃气发生器出口与燃气排放管的一端相接，燃气排放管的另一端与燃气排放阀组相接，燃气发生器出口与燃气排放管之间设置有燃气排放测压计，用于测量燃气发生器出口的燃气排放压力P
p
；
[0012]燃气排放阀组包括多组燃气排放电磁阀，至少一组燃气排放电磁阀的出口设置有排气孔板，排气孔板的孔径和燃气排放电磁阀的组数根据燃气发生器试验对应的燃气自增压液体火箭发动机各个工况燃气流量设置，用于通过调节燃气排放电磁阀的组数和/或排气孔板的孔径满足各个工况燃气流量；
[0013]燃气冷却系统用于对燃气排放管和燃气排放阀组进行冷却。
[0014]进一步地，所述燃气冷却系统包括冷却水冷却组件和氮气冷却组件；
[0015]所述冷却水冷却组件包括设置在燃气排放管外侧的冷却水箱，冷却水箱内有冷却水，用于冷却燃气排放管；冷却燃气排放管为列管式排布，增加与冷却水的接触面积，提高冷却效果；
[0016]所述氮气冷却组件包括液氮供应组件和连接在液氮供应组件上的冷却阀，用于冷却燃气排放阀组。
[0017]进一步地，所述燃气排放管为列管式排布。
[0018]进一步地，所述氮气冷却组件的冷却阀出口氮气压力范围为1～5MPa。
[0019]进一步地，还包括燃气应急排放系统，燃气应急排放系统包括燃气应急排放管及至少一个串联的高温气动阀；
[0020]进一步地，所述多个高温气动阀串联设置在燃气应急排放管，相邻两个高温气动阀的打开开关串联，关闭开关串联，用于实现一个阀门气动信号控制多个高温气动阀简化了试验系统，提升了试验系统可靠性。
[0021]燃气应急排放系统用于燃气超压情况下应急排放，提升了试验系统的安全性，两台串联的高温气动阀有效避免由于高温排放阀内漏造成燃气异常排放。
[0022]进一步地，所述推进剂供应系统还包括过滤器，过滤器设置在气动总供应阀与流量计之间。
[0023]本专利技术还提供一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验方法，其特殊之处在于，基于上述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，包括以下步骤：
[0024]S1、燃气发生器建压
[0025]调节推进剂贮罐增压放气阀，至预设推进剂贮罐压力P
t
；打开吹除阀向燃气发生器燃烧室充入压力为P0的氮气，至燃气发生器燃烧室内压力达到P0，以模拟燃气发生器实际工况；
[0026]打开手动总供应阀、气动总供应阀门及产品阀，增压推进剂充填至燃气发生器并发生分解燃烧，燃气排放压力P
p
开始上升，直至燃气排放压力P
p
与贮罐压力P
t
之差小于0.1MPa时，建压结束；
[0027]S2、建压完成的燃气发生器与燃气自增压液体火箭发动机进行工况匹配
[0028]S2.1、切换多组燃气排放电磁阀与排气孔板的孔径，匹配当前工况；
[0029]S2.2、获取当前工况下推进剂贮罐的目标贮罐压力P
t
′
，计算当前燃气发生器的室压P
h
与目标贮罐压力P
t
′
的差值；
[0030]若目标贮罐压力P
t
′
大于当前燃气发生器的室压P
h
，且当前贮罐压力P
t
减去当前燃气发生器的室压P
h
不大于0.6MPa，则通过推进剂贮罐增压放气阀调节贮罐压力至目标贮罐压力P
t
′
；
[0031]若目标贮罐压力P
t
′
小于当前燃气发生器的室压P
h
，先关闭产品阀，打开燃气排放阀组直至燃气发生器的室压降至满足目标贮罐压力P
t
′
大于当前燃气发生器的室压P
h
，且当前贮罐压力减去当前燃气发生器的室压P
h
不大于0.6MPa时，关闭燃气排放阀组，打开产品阀，再通过推进剂贮罐增压放气阀调节贮罐本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统(8)、燃气发生器(9)、燃气冷却系统及燃气排放阀组(12)；所述推进剂供应系统包括推进剂贮罐(1)、设置在推进剂贮罐(1)上的推进剂贮罐增压放气阀(2)、沿推进剂输出方向依次设置的手动总供应阀(3)、气动总供应阀(4)、流量计(6)及产品阀(7)；推进剂贮罐(1)设置有贮罐测压计，用于测量贮罐压力P
t
；所述推进剂称重计量系统(8)包括推进剂贮罐(1)的称重计量装置和采集装置，用于实时计量试验过程中推进剂贮罐(1)重量进而计算试验过程中推进剂的消耗量；所述燃气发生器(9)用于接收推进剂供应系统提供的增压推进剂并进行分解燃烧，所述燃气发生器(9)与产品阀(7)之间连接有吹除阀(15)，燃气发生器(9)上设置有发生器测压计，用于测量燃气发生器(9)的室压P
h
；燃气发生器(9)出口与燃气排放管(11)的一端相接，燃气排放管(11)的另一端与燃气排放阀组(12)相接，燃气发生器(9)出口与燃气排放管(11)之间设置有燃气排放测压计(10)，用于测量燃气发生器(9)出口的燃气排放压力P
p
；燃气排放阀组(12)包括多组燃气排放电磁阀(13)，至少一组燃气排放电磁阀(13)的出口设置有排气孔板(14)，用于通过调节燃气排放电磁阀(13)的组数和/或排气孔板(14)的孔径满足各个工况燃气流量；燃气冷却系统用于对燃气排放管(11)和燃气排放阀组(12)进行冷却。2.根据权利要求1所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述燃气冷却系统包括冷却水冷却组件和氮气冷却组件；所述冷却水冷却组件包括设置在燃气排放管(11)外侧的冷却水箱(16)，冷却水箱(16)内有冷却水，用于冷却燃气排放管(11)；所述氮气冷却组件包括液氮供应组件和连接在液氮供应组件上的冷却阀(17)，用于冷却燃气排放阀组(12)。3.根据权利要求2所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述燃气排放管(11)为列管式排布。4.根据权利要求3所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述氮气冷却组件的冷却阀(17)出口氮气压力范围为1～5MPa。5.根据权利要求1
‑
4任一所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：还包括燃气应急排放系统，燃气应急排放系统包括燃气应急排放管及至少一个高温气动阀(18)。6.根据权利要求5所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述多个高温气动阀(18)串联设置在燃气应急排放管，相邻两个高温气动阀(18)的打开开关串联，关闭开关串联，用于实现一个阀门气动信号控制多个高温气动阀(18)。
7.根据权利要求6所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述推进剂供应系统还包括过滤器(5)，过滤器(5)设置在气动总供应阀(4)与流量计(6)之间。8.一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验方法，其特征在于，基于权利要求1所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，包括以下步骤：S1、燃气发生器建压调节推进剂贮罐增压放气阀(2)，至预设贮罐压力P
t
；打开吹除阀(15)向燃气发生器...

【专利技术属性】
技术研发人员：衡小康，吕欣，何小军，党栋，冦鑫，李宇，邓航，张信，杨志岳，张啸宇，李冠儒，
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：