【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于航天液体火箭发动机试验，具体涉及一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱。
技术介绍
1、在航天液体火箭发动机高空模拟试验领域，目前使用的真空舱大多为圆柱形舱体，结构较简单，功能较单一，仅仅满足发动机高空模拟试验的真空度要求，功能性缺失严重。大多数真空舱仅为了满足试验要求，舱内空间狭小，人员操作困难，安全性较差，系统可靠性不高。
技术实现思路
1、为了克服传统真空舱功能单一、操作困难、安全性差的不足，本专利技术提出了一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱。
2、本专利技术解决其技术问题采用的技术方案是：
3、一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，包括舱体、舱门、热沉系统、消防系统、气体置换系统、反拱形爆破装置、排污系统、安装平台、操作平台、推进剂供应管路、测控设备。
4、所述舱体为立方体形，卧式水平放置，外部焊接井字形碳钢加强筋。舱体内部的工作压力为0～0.1mpa，工作温度为-20～150℃。
5、所述舱门为矩形，位于舱体上，包括两侧舱门、顶部舱门，两侧舱门位于舱体两侧，共设置2个，用于人员、小型地面设备进出。顶部舱门位于舱体顶部，用于发动机、推力测量装置进出。
6、所述热沉系统为不锈钢管板结构，不锈钢管内部通入冷却水，在舱体内形成一个夹层，用于舱体换热，降低舱体内的环境温度。
7、所述消防系统包括水消防和氮气消防，用于舱体内推进剂泄漏或起火时消防灭火。
8、所述气体置换
9、所述反拱形爆破装置安装在舱体侧壁上，当舱体内超压时，反拱形爆破装置启动，迅速将舱体内压力泻出。
10、所述排污系统用于舱体内积液排出。
11、所述安装平台位于舱体内，用于安装推力测量装置及发动机。
12、所述操作平台用于操作人员站立操作，舱体内部分位于安装平台四周，舱体外部分位于舱体外穿舱舱口的法兰密集区域。
13、所述推进剂供应管路固定在舱体上，由舱体顶部的穿舱法兰自上而下进入舱体内，沿舱体顶部内侧铺设至发动机后端，并设置有接口。
14、所述测控设备为发动机控制、测量信号的传输通道，包括转接柜、测控线缆，测控线缆从穿舱法兰进入舱体内，通过转接柜转接，从安装平台两侧至发动机。转接柜及测控线缆穿舱接口位于舱体后端远离发动机位置。
15、上述真空舱，还包括观察窗。
16、所述观察窗安装在位于发动机两侧的舱体侧壁穿舱接口上，用于观察发动机喷管及非接触式温度测量。
17、观察窗与舱体侧壁穿舱接口之间设置密封圈。在舱体侧壁穿舱接口的密封圈处，设置水冷流道，用于降低密封圈部位的温度。
18、上述真空舱，所述观察窗为石英玻璃，两面镀增透膜。
19、观察窗厚度为20mm。
20、所述密封圈为氟橡胶o型密封圈。
21、上述真空舱，在远离发动机一侧舱壁中心开设dn2200开孔，采用盲板封堵。盲板上呈三角形安装三处气动蝶阀，气动蝶阀入口安装喷嘴，用于系统调试时吸入空气，模拟发动机燃气。在后续真空舱使用过程中，dn2200盲板可拆除，dn2200开孔可安装来流系统，可开展吸气式发动机点火试验。
22、上述真空舱，所述舱体为s30408材质，舱体的长×宽×高为10m×6m×6m。两侧舱门的宽×高为1.5m×2.5m，顶部舱门的宽×长为3.5m×6m。
23、上述真空舱，所述热沉系统设置7个分区，在舱体的6个侧面各设置1个分区，舱体顶部舱门对应位置设置1个分区，舱体顶部舱门的1个分区为可移动分区。
24、所述舱体顶部及舱体舱底部的3个分区整体呈3°角度铺设。
25、每个分区两端设置水管，两端的水管为一进一出，冷却水均是低进高出。每个分区在最低点设置排水口，排水口汇总至总排水管上，在总排水管上安装排水阀。
26、上述真空舱，所述氮气消防包括两个半圆形dn50不锈钢消防环及dn50供气管路。
27、所述供气管路包括总供气管路、分支供气管路，总供气管路从穿舱接口进入舱体内，通过三通分为两路，分别从中间位置进入两个半圆形消防环。三通位于两个半圆形消防环的对称轴线上，两路分支供气管路对称布局。两个半圆形消防环安装在扩压器四周，在面朝发动机一侧的管壁上设置内外两圈出气孔，内圈出气孔的方向与发动机轴线呈45°，用于发动机附近区域的消防；外圈出气孔的方向与发动机轴线呈30°，用于发动机后方推力测量装置附近区域的消防。
28、所述水消防位于舱体顶部舱门四周，包括dn50不锈钢管、喷头。喷头轴线倾斜20°朝向舱体内的安装平台，用于舱体内起火时的紧急消防。
29、上述真空舱，所述气体置换系统包括2台排气扇、2台真空蝶阀。
30、所述真空蝶阀安装在舱体侧壁的穿舱接口上，2台真空蝶阀成对角布置。在真空蝶阀出口安装排气扇，远离发动机一端排气扇将外界气体抽进舱体内，靠近发动机一端排气扇将舱体内气体抽出舱体外。
31、上述真空舱，所述排污系统包括不锈钢排污管道、过滤器、排污阀、排污池。
32、舱体下壁面成3°角布置，远离发动机一端为最低点，在最低点舱体壁上设置dn100穿舱接口，穿舱接口外侧安装80目过滤器，过滤器出口安装dn100排污阀门，排污阀门出口由不锈钢排污管道引至排污池。
33、上述真空舱，所述操作平台包括扶梯、护栏、花纹钢板、支撑立柱。
34、本专利技术的有益效果是：
35、一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，集成了热沉系统、消防系统、气体置换系统、超压泄放系统、排污系统、观察窗、安装平台、操作平台、推进剂供应管路、测控设备、穿舱接口的功能，相比现有的真空舱，可靠性和操作便利得到大度提升。
36、一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，采用方形舱体设计，舱内可利用空间大。舱体基板采用s30408材质，放气率低，有利于舱内高真空度维持。外部焊接井字形碳钢加强筋，起到加强舱体强度和刚度的作用，经济性好。
37、一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，热沉系统舱顶及舱底部3个分区整体呈3°角度铺设，相比于平铺方式有两方面优势：一是冷却水采用低进高出方式，能够实现热沉管路内部满液，达到最佳的换热效果。二是在每个分区最低点设置排水口，试验结束后，有利于热沉内部积水完全排出，避免冬季冷却水结冰胀裂管路。
38、一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，考虑到了调试便利性及后期扩展性，在远离发动机一侧舱壁中心开设dn2200开孔，采用盲板封堵。盲板上呈三角形安装三处气动蝶阀，气动蝶阀入口安装喷嘴，用于系统调试时吸入空气，模拟发动机燃气。为整个高空模拟试验系统建成后的全系统调试提供了便利。在后续真空舱使用过程中，dn2200盲板可拆除，dn2本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，其特征在于，包括舱体、舱门、热沉系统、消防系统、气体置换系统、反拱形爆破装置、排污系统、安装平台、操作平台、推进剂供应管路、测控设备；
2.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，还包括观察窗；
3.根据权利要求2所述真空舱，其特征在于，所述观察窗为石英玻璃，两面镀增透膜；
4.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，在远离发动机一侧舱壁中心开设DN2200开孔，采用盲板封堵；盲板上呈三角形安装三处气动蝶阀，气动蝶阀入口安装喷嘴，用于系统调试时吸入空气，模拟发动机燃气；在后续真空舱使用过程中，DN2200盲板可拆除，DN2200开孔可安装来流系统，可开展吸气式发动机点火试验。
5.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述舱体为S30408材质，舱体的长×宽×高为10m×6m×6m；两侧舱门的宽×高为1.5m×2.5m，顶部舱门的宽×长为3.5m×6m。
6.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述热沉系统设置7个分区，在舱体的6个侧面各设置1个分区，舱体顶部舱门对应位置设置
7.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述氮气消防包括两个半圆形DN50不锈钢消防环及DN50供气管路；
8.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述气体置换系统包括2台排气扇、2台真空蝶阀；
9.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述排污系统包括不锈钢排污管道、过滤器、排污阀、排污池；
10.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述操作平台包括扶梯、护栏、花纹钢板、支撑立柱。
...【技术特征摘要】
1.一种用于液体火箭发动机高空模拟试验的真空舱，其特征在于，包括舱体、舱门、热沉系统、消防系统、气体置换系统、反拱形爆破装置、排污系统、安装平台、操作平台、推进剂供应管路、测控设备；
2.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，还包括观察窗；
3.根据权利要求2所述真空舱，其特征在于，所述观察窗为石英玻璃，两面镀增透膜；
4.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，在远离发动机一侧舱壁中心开设dn2200开孔，采用盲板封堵；盲板上呈三角形安装三处气动蝶阀，气动蝶阀入口安装喷嘴，用于系统调试时吸入空气，模拟发动机燃气；在后续真空舱使用过程中，dn2200盲板可拆除，dn2200开孔可安装来流系统，可开展吸气式发动机点火试验。
5.根据权利要求1所述真空舱，其特征在于，所述舱体为s30408材...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵明，宋家豪，赵飞，李民民，张丽娜，李广会，刘阳，李云恒，黄鹏辉，邢立明，杨健，任哲，李亮，张腾飞，张啸宇，
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：
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