[发明专利]一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法

权利要求书

1.一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于包括流量调节器(1)、第一过滤器(2)、第一单向阀(3)、第一截止阀(4)、贮箱(21)、第二截止阀(6)、第七截止阀(23)、第二过滤器(20)、第二单向阀(7)、起动箱(8)、第六截止阀(22)、双单向阀(5)、第三截止阀(11)、第四截止阀(9)和第五截止阀(10)、第一节流圈(18)和第二节流圈(19)；

贮箱(21)用于提供流体介质，第一截止阀(4)的输入端与贮箱(21)连接，用于控制贮箱(21)输出流体介质的通断，第一截止阀(4)的输出端管路分为三路，第一路连接第二截止阀(6)；第二路依次连接第一单向阀(3)、第一过滤器(2)和流量调节器(1)，构成主管路；第三路连接第七截止阀(23)、第二单向阀(7)、第二过滤器(20)至起动箱(8)液腔入口，起动箱(8)的控制腔入口连接第六截止阀(22)，起动箱(8)液腔出口通过双单向阀(5)接入至主路管路，接入点位于第一单向阀(3)和第一过滤器(2)之间；流量调节器(1)的输出端管路分为三路，第一路连接第三截止阀(11)，第二路依次连接第一节流圈(18)和第四截止阀(9)输出；第三路依次连接第二节流圈(19)和第五截止阀(10)输出。

2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于贮箱(21)内部压力与液体火箭发动机贮箱内部压力相同。

3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述第一节流圈(18)和第二节流圈(19)采用不同的尺寸，分别用来模拟流量调节器后发生器点火前、后背压。

4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述流体介质为液氮或者水。

5.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述流量调节器(1)、第一过滤器(2)、第一单向阀(3)、双单向阀(5)、第二单向阀(7)、第七截止阀(23)、第二过滤器(20)、起动箱(8)为与液体火箭发动机内状态完全相同的产品。

6.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，起动其特征在于还包括第三节流圈(16)、第九截止阀(12)、第八截止阀(13)、第四节流圈(17)、燃气发生器头部(14)和摄像仪(15)，燃气发生器头部(14)包括燃料入口、吹除入口的开放式结构；

第三节流圈(16)连接第九截止阀(12)，第九截止阀(12)连接至燃气发生器头部的吹除入口，形成吹除通路；第三节流圈(16)，用于控制吹除雾化流量，第九截止阀(12)用于控制吹除路管路通断；

第四节流圈(17)的入口端连接第三截止阀(11)的输出端，第四节流圈(17)的出口端连接第八截止阀(13)，第八截止阀(13)的输出端连接至燃气发生器头部(14)的燃料入口，形成燃气发生器燃料供应通路；第四节流圈(17)用于模拟发动机工作时流阻状态，第八截止阀(13)用于控制燃气发生器燃料管路介质通断；

摄像仪(15)正对燃气发生器头部(14)，用于拍摄燃气发生器头部(14)的喷注雾化过程。

7.根据权利要求6所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于所述摄像仪(15)为高速摄像仪，采样频率高达2000帧以上。

8.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机起动冷调试系统，其特征在于：所述第三截止阀(11)与第四节流圈(17)之间容积与发动机点火导管容积一致。