一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置制造方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置，由模擬貯箱、輸送管路、流量計、低溫氣動球閥、低溫手動球閥、孔板、排放管路組成，用于實(shí)現(xiàn)火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬。模擬裝置以模擬貯箱壓力為動力，采用并聯(lián)的孔板和低溫手動球閥為流量控制和調(diào)節(jié)元件，達(dá)到了在增壓系統(tǒng)不同飛行工況下，液氧輸入流量在XX.X±1L/s范圍內(nèi)的要求。本發(fā)明中，液氧排放管路采用通徑200mm的鋁管、長度30m，安裝時排放管入口高于出口，排放管軸線與水平面形成角度為7°，管外采用聚氨酯發(fā)泡絕熱，在實(shí)現(xiàn)液氧安全處理的同時減小了管內(nèi)氧蒸汽背壓對輸入流量的影響。本發(fā)明系統(tǒng)簡單、操作方便、可調(diào)節(jié)性強(qiáng)、試驗(yàn)成本低。
【專利說明】一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種液氧流量控制試驗(yàn)裝置，主要用于氫氧火箭低溫貯箱冷氦增壓系 統(tǒng)地面試驗(yàn)，可模擬火箭發(fā)動機(jī)在飛行的全程過程中液氧輸入流量，屬于低溫火箭貯箱增 壓輸送系統(tǒng)試驗(yàn)技術(shù)。

【背景技術(shù)】
[0002] 我國CZ-XX系列運(yùn)載火箭X子級發(fā)動機(jī)采用液氫液氧作為推進(jìn)劑，其液氧箱氣枕 壓力采用冷氦壓調(diào)器控制。由于冷氦壓調(diào)器結(jié)構(gòu)復(fù)雜、加工及全面檢測難度大、存在一定的 故障隱患，因而其難以適應(yīng)該系列火箭高密度發(fā)射需求。隨著低溫高壓冷氦電磁閥技術(shù)的 日益成熟，研制了一套由電磁閥和孔板組合的冷氦增壓系統(tǒng)，以取代冷氦壓調(diào)器。為調(diào)整新 增壓系統(tǒng)相關(guān)參數(shù)并充分驗(yàn)證其可靠性，需要開展全面的研制及驗(yàn)證試驗(yàn)，因此，有效的模 擬火箭發(fā)動機(jī)在飛行全程中的液氧輸入流量使該項目試驗(yàn)的關(guān)鍵技術(shù)之一。飛行過程中， 液氧由發(fā)動機(jī)泵輸送進(jìn)入推力室參與燃燒，泵由燃?xì)鉁u輪帶動，如果采用箭上的液氧泵進(jìn) 行地面試驗(yàn)，整個試驗(yàn)系統(tǒng)將十分復(fù)雜，試驗(yàn)操作難度、技術(shù)及安全風(fēng)險也相當(dāng)大，增壓系 統(tǒng)的研制周期將受到影響。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003] 本發(fā)明解決的技術(shù)問題是：液氧流量是實(shí)現(xiàn)增壓系統(tǒng)研制試驗(yàn)的重要試驗(yàn)參數(shù)之 一，直接關(guān)系到增壓系統(tǒng)參數(shù)的匹配，采用易于實(shí)現(xiàn)的辦法，達(dá)到火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧 輸入流量模擬，并且避免在地面試驗(yàn)中使用火箭發(fā)動機(jī)泵和燃?xì)獍l(fā)生器，提高地面試驗(yàn)的 可操作性，降低試驗(yàn)成本，并縮短產(chǎn)品研制周期。
[0004] 本發(fā)明的技術(shù)方案是：一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置，由 模擬貯箱、輸送管路、流量計、低溫氣動球閥、低溫手動球閥、孔板、排放管路組成。其中，模 擬貯箱內(nèi)直徑Xm，上、下封頭為標(biāo)準(zhǔn)橢球封頭，容積為XXm 3,采用真空粉末絕熱，用于模擬XX 系列火箭上面級液氧C箱；輸送管路為直徑86mm、壁厚3mm不銹鋼管制作，管路采用40mm 厚聚氨酯發(fā)泡層絕熱；流量計用于監(jiān)測試驗(yàn)過程中液氧輸入流量；管路在低溫氣動球閥前 分為兩路，低溫球閥后分別連接低溫手動球閥和孔板，氣動球閥通徑為80mm，手動球閥通徑 40mm?？装蹇讖綖?4mm ;之后管路合并進(jìn)入排放管路，排放管路采用直徑208mm、壁厚4mm、 長度30m鋁管，管外采用40mm厚聚氨酯發(fā)泡層絕熱，管路安裝時排放管入口高于出口，排放 管軸線與水平面形成角度為7°。
[0005] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的有益效果是：
[0006] (1)本發(fā)明不需使用火箭發(fā)動機(jī)上液氧泵及燃?xì)鉁u輪，利用貯箱氣枕壓力為動力， 通過孔板和低溫手動球閥開度調(diào)節(jié)控制流量，達(dá)到試驗(yàn)需求，系統(tǒng)得到大幅簡化，降低了試 驗(yàn)操作難度、縮短了準(zhǔn)備周期，提高了增壓系統(tǒng)試驗(yàn)的安全性和靈活性，降低了系統(tǒng)及試驗(yàn) 成本。
[0007] (2)本發(fā)明使用低溫手動球閥開度調(diào)整和不同孔徑尺寸的孔板更換來達(dá)到不同流 量的需求，提高了試驗(yàn)系統(tǒng)的可調(diào)節(jié)性，使試驗(yàn)裝置可以在貯箱氣枕不同壓力工況條件下， 實(shí)現(xiàn)基本相同的液氧輸入流量，提高了系統(tǒng)的適應(yīng)性，即在增壓系統(tǒng)正常工況和各種可預(yù) 見故障工況下，均能滿足液氧輸入流量26. 7±lL/s的要求。
[0008] (3)本發(fā)明中使用通徑200mm、長度30m鋁管為排放管路，排放管軸線與水平面形 成角度為7°，且管外進(jìn)行聚氨酯發(fā)泡絕熱，在實(shí)現(xiàn)了液氧安全處理的同時減小了管內(nèi)氧蒸 汽背壓對輸入流量的影響。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0009] 圖1為本發(fā)明的組成結(jié)構(gòu)示意圖；
[0010] 圖中：1.模擬貯箱、2.輸送管路、3.流量計、4.低溫氣動球閥、5.低溫手動球閥、 6.孔板、7.排放管路。
[0011] 圖2為排放管路結(jié)構(gòu)及安裝主要尺寸示意圖。

【具體實(shí)施方式】
[0012] 如圖1所示，本發(fā)明主要由模擬貯箱1、輸送管路2、流量計3、低溫氣動球閥4、低 溫手動球閥5、孔板6、排放管路7組成。其中，模擬貯箱3內(nèi)直徑Xm，上、下封頭為標(biāo)準(zhǔn)橢球 封頭，容積為XXm 3,采用真空粉末絕熱，用于模擬3A系列火箭上面級貯箱；輸送管路2為直 徑86mm、壁厚3mm不銹鋼管制作，管路采用40mm厚聚氨酯發(fā)泡層絕熱；流量計3用于監(jiān)測 試驗(yàn)過程中液氧輸入流量；管路在低溫氣動球閥前分為兩路，低溫氣動球閥4后分別連接 低溫手動球閥5和孔板6,低溫氣動球閥4通徑為80mm，低溫手動球閥5通徑40mm?？装? 孔徑為44mm ;之后管路合并進(jìn)入排放管路7,排放管路7采用直徑208mm、壁厚4mm、長度30m 鋁管，管外采用40mm厚聚氨酯發(fā)泡層絕熱，排放管路7安裝時排放管入口高于出口，排放管 路7軸線與水平面形成的角度為7°，如圖2所示。當(dāng)試驗(yàn)任務(wù)要求在增壓系統(tǒng)故障工況， 即飛行貯箱壓力高于或低于預(yù)設(shè)壓力值的情況下，液氧輸入流量滿足XX± lL/s的要求，只 需更換不同孔徑的孔板6并調(diào)節(jié)低溫手動閥5開度即可。
[0013] 本發(fā)明未詳細(xì)描述內(nèi)容為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。
【權(quán)利要求】
1. 一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置，由模擬貯箱（1)、輸送管路 (2)、流量計（3)、低溫氣動球閥（4)、低溫手動球閥（5)、孔板（6)、排放管路（7)組成。在 模擬貯箱（1)氣枕壓力的作用下，液氧經(jīng)輸送管路（2)、流量計（3)，之后分為兩路，一路經(jīng) 低溫氣動球閥（4)、低溫手動球閥（5)進(jìn)入排放管路（7)，另一路經(jīng)低溫氣動球閥（4)、孔板 (6)進(jìn)入排放管路（7)，其中低溫手動球閥（5)和孔板（6)起液氧流量控制和調(diào)節(jié)作用。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置，其特 征在于：模擬貯箱（1)內(nèi)直徑3m，上、下封頭為標(biāo)準(zhǔn)橢球封頭，容積為14m 3,采用真空粉末絕 熱。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置，其特 征在于：輸送管路（2)在低溫氣動球閥（4)前分為兩路，低溫氣動球閥（4)后分別連接低溫 手動球閥（5)和孔板（6)，低溫氣動球閥（4)通徑為80mm，低溫手動球閥（5)通徑40mm，孔 板孔徑為44mm。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種火箭發(fā)動機(jī)飛行全程液氧輸入流量模擬試驗(yàn)裝置，其特 征在于：排放管路（7)采用直徑208mm、壁厚4mm、長度30m錯管制作，管外采用40mm厚聚氨 酯發(fā)泡層絕熱，管路安裝時排放管入口高于出口，排放管路（7)軸線與水平面形成角度為 r。
【文檔編號】G01M15/00GK104062124SQ201310089562
【公開日】2014年9月24日 申請日期:2013年3月20日 優(yōu)先權(quán)日:2013年3月20日
【發(fā)明者】瞿騫, 趙耀中, 尹奇志, 劉瑞敏, 王占林, 劉屹, 郭婷, 梁懷喜, 溫鵬飛, 張麗華, 隗合成 申請人:北京航天試驗(yàn)技術(shù)研究所