[发明专利]一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统

说明书

技术领域

本发明的一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统，主要应用的领域为未来可供可重复使用发动机使用的低温液氧/甲烷发动机试验平台。

背景技术

大型液体火箭发动机在航空航天领域具有巨大的需求量，人类探月或是未来登陆火星都需要大推力的液体火箭发动机作为支撑，其中，发动机的可重复使用成为急切解决的问题，液氧/甲烷作为未来发动机重复使用的推进剂，具有潜在的强大的竞争力。建设一套以液氧/甲烷为主的试验系统成为了其中一个必须要解决的问题。

大推力发动机一般由涡轮泵系统及推力室组成，因此供应系统应该同时满足两个试验件单独测试及同时包含集成涡轮泵和推力室试验的要求。其中涡轮泵试验过程中，一般通过一个启动过程后，燃气发生器开始工作，排出的气体吹动涡轮，然后涡轮带动对应的泵进行运转，提高燃气发生器的入口压力以及推力室的入口压力，推力室进行试验的过程中，只需要高压入口即可。则涡轮泵入口压力为低压力，而在进行推力室试验时，入口压力需要模拟真实发动机情况，则需要直接的高压才能满足要求。因此供应系统需要同时满足上述两个试验要求，给供应系统切换提供了很大的难度，另外通用的方法是使用提供推力室的高压入口且大流量的泵，但是高压力和大流量的泵给厂商提出了很大制造难度，国内几乎无法满足要求。因此大流量的液氧甲烷系统成为了一个较大的技术难点。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述出现的问题，提出了一种安全系数高，可行性强的大型低温试验系统，为安全的进行重复使用发动机试验提供了一个可行的方案。

本发明是一种适用于大型低温液体火箭发动机试验供应系统，包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。

本发明的优点在于：

(1)本发明的燃料和氧化剂增压系统中，采用氮气作为增压气体介质，氮气在常压条件下的沸点为-196℃，氧气的沸点为-183℃，甲烷的沸点为-161.5℃。由于氮气的沸点较低，因此，氮气作为增压气体是具有可行性的。针对试验工况，本发明详细查阅相关的《低温流体热物理性质》手册，认为试验工况下氮气增压形式满足要求。具体实施如下：试验初始过程中，两个高压低温推进剂储罐中都会保持0.4Mpa状态，此时氮气基本不会被液化，试验过程中氮气开始迅速的对储罐升压，使其达到高压状态，氮气在高压低温条件下会开始逐步液化。考虑试验时间在10s内，高流量的氮气能够弥补部分氮气被液化带来的影响，另外液氮的密度相对液氧密度较低，会浮在液氧表面，不会对输出液氧品质产生较大影响。

(2)本发明中，采用气体增压方式给推进剂进行加压，保证了发动机试验过程中液体流量的稳定可靠，而未采用国内常用的泵增压方式，此方式弊端为液体输出流量呈现脉动式，振动强烈，给试验过程造成困难，因此气体增压方式对此系统是具有很强的适应性；

(3)本发明中拓展了将液态推进剂转化为气态推进剂的功能，可以满足未来其他试验系统对气态推进剂的使用，极大的扩展了试验系统的多功能性；

(4)本发明的燃料输运系统和氧化剂输运系统中，将低温低压储槽与低温高压储罐通过中间过渡进行连接，可以实现在两个储罐在一定的条件下进行互相的补给，防止了在试验的过程中，由于单独使用一个储罐造成推进剂不足的状况；

(5)本发明的燃料输运系统和氧化剂输运系统中，可以单独进行推力室试验、涡轮泵试验，亦可进行推力室和涡轮泵的整机连试，单独测试推力室时，利用增压系统和使用高压储罐即可达到要求，单独测试涡轮泵时，使用低压储槽或低压储槽和高压储罐并联使用就可满足要求。因此本系统对高低压系统进行整合，达到了预期的目标。

附图说明

图1是本发明的系统原理图；

图中：

A00-手动截止阀A01-高压氮气储罐A02-压力传感器A03-手动截止阀

A04-气动截止阀A05-过滤器A06-手动截止阀A07-手动截止阀

A08-手动截止阀A09-压力表A10-手动截止阀A11-减压器

A12-压力表A13-手动截止阀A14-手动截止阀A15-气体稳定器

A16-手动截止阀A17-减压器A18-压力表A19-手动截止阀

A20-手动截止阀A21-气动截止阀A22-压力表A23-减压器

A24-压力传感器A25-压力表A26-手动截止阀A27-气动截止阀

A28-气动截止阀A29-气动截止阀A30-压力表A31-减压器