[发明专利]大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法

说明书

本发明提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法，装置包括：推力室，用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器，设置在推力室氧化剂供应端，用于触发氧化剂与燃料反应；氧旁路，设置在推力室氧化剂供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应氧化剂；氧主路，设置在推力室氧化剂供应端，用于推力室正常运转后与氧旁路一起向所述推力室供应氧化剂；燃料旁路，设置在所述推力室燃料供应端，用于点火器点火启动阶段向推力室供应燃料；燃料主路，设置在推力室燃料供应端，用于推力室正常运转后与燃料旁路一起向推力室供应燃料。本发明能够降低推力室起动风险，真实、准确地获得推力室的性能数据，缩短推力室及发动机研制周期。

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机领域，尤其液体火箭发动机推力室试验方法，具体来说就是一种大推力液体火箭(10吨级(含)以上)发动机推力室试验装置及方法。

背景技术

推力室作为液体火箭发动机的核心组件之一，其性能及可靠性极大地影响发动机整机及运载器的飞行安全，因此，推力室的设计和试验是世界各国研制液体火箭发动机的重要环节。

现有技术中，一般采用挤压试验方案进行液体火箭发动机推力室试验，进入推力室的氧化剂和燃料均为单路供应，推进剂流量主要通过控制气蚀管的入口压力和温度来控制。这种方法目前主要应用于小推力量级液体火箭发动机推力室试车(试车是指试验样品在投入使用或生产前进行的试运转，目的是检验其精度、性能、可靠性等指标是否达到技术性能要求)。对于大推力液体火箭发动机，国内外目前的试验方法主要有两种，一种是进行缩尺件的挤压试验；另一种是采用全尺寸件进行挤压试验。这两种试验方法的原理与现有小推力量级推力室相同。

目前国内现有型号大推力液体火箭发动机推力室均采用缩尺件进行试验，即采用一个或几个喷嘴(喷嘴是推力室喷注器的基本单元)构成的缩尺件进行试验，该试验方法可以较好地验证推力室喷嘴的性能，但不能准确反映出数量众多的喷嘴排列及分布形式对推力室喷注器整体性能的影响；同时由于缩尺件和实际产品结构在尺寸及换热面积方面差异巨大，缩尺件试验不能准确的反映出推力室冷却结构设计是否能满足使用要求，因此推力室采用这种试验方法在早期很少暴露推力室设计中可能存在的问题，只有当推力室交付发动机进行整机试车时相关问题才会暴露出来，这无形中延长了发动机整机研制时间。

大推力液体火箭发动机全尺寸推力室试验方法，一般是推力室直接起动到试验工况，这种起动方法对推力室喷注器原始设计的可靠性、推力室点火时序及试车用阀门的一致性要求很高，流量供应和点火时序控制不好，极易造成推力室在起动过程中烧蚀或烧穿，严重时可能在起动点火过程中发生推力室爆炸，试验风险极高。

因此，本领域技术人员亟需研发一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法，降低推力室起动风险，真实、准确地获得推力室的性能数据，缩短推力室及发动机研制周期。

发明内容

有鉴于此，本发明要解决的技术问题在于提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法，解决了现有技术中大推力液体火箭发动机推力室试验时，试验风险高，无法真实、准确地获得推力室的性能数据，推力室及发动机研制周期长的问题。

为了解决上述技术问题，本发明的具体实施方式提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置，包括：推力室，用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器，设置在所述推力室氧化剂供应端，用于触发氧化剂与燃料反应；氧旁路，设置在所述推力室氧化剂供应端，用于所述点火器点火启动阶段向所述推力室供应氧化剂；氧主路，设置在所述推力室氧化剂供应端，用于所述推力室正常运转后与所述氧旁路一起向所述推力室供应氧化剂；燃料旁路，设置在所述推力室燃料供应端，用于所述点火器点火启动阶段向所述推力室供应燃料；燃料主路，设置在所述推力室燃料供应端，用于所述推力室正常运转后与所述燃料旁路一起向所述推力室供应燃料。