[发明专利]一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置

说明书

本发明公开了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，用于为后期真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品的研发提供有力的支持。该装置包括内管、外壳、恒定气体供应接口以及气液排放接口；外壳同轴套设于内管外部，两者之间构成一个密封腔室；内管出口端与发动机对接，内管入口端与外部液氧供应源对接；内管靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室连通的注液孔；恒定气体供应接口安装于外壳侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口与外部恒定气体供应源连通；气液排放接口安装于外壳侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口，气液排放接口与外部排放安全区连通。

技术领域

本发明涉及一种脉动抑制装置，具体涉及一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置。

背景技术

火箭飞行过程中，会产生一种纵向不稳定低频振动，该振动被称之为POGO振动，该振动对于火箭飞行的安全性及可靠性存在较大的影响。尤其是在载人航天飞行中POGO振动严重威胁航天员的生命安全。

在火箭中一般使用脉动抑制装置对该振动进行抑制，脉动抑制装置的主要工作性能指标为其蓄压容积。现有火箭主要采用膜盒式脉动抑制装置，其蓄压容积仅为2-3L，其蓄压容积、结构特性均无法满足新一代大推力火箭发动机使用要求，当前急需一种满足大推力火箭发动机的脉动抑制装置。

但是，在进行真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品研制之前需要研制一款地面试验用的低频脉动抑制装置，并通过对该地面试验用的低频脉动抑制装置进行试验验证，从而为后期真实产品的结构设计和相关参数设计提供有力的支持。

发明内容

为了解决背景技术中指出的现有膜盒式脉动抑制装置的蓄压容积、结构特性均无法满足大推力火箭发动机使用需求的问题，本发明提供了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，用于为后期真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品的研发提供有力的支持。

本发明的具体技术方案是：

本发明提供了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，包括内管、外壳、恒定气体供应接口以及气液排放接口；

外壳同轴套设于内管外部，两者之间构成一个密封腔室；

内管出口端与发动机对接，内管入口端与外部液氧供应源对接；内管靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室连通的注液孔；

恒定气体供应接口安装于外壳侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口与外部恒定气体供应源连通；

气液排放接口安装于外壳侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口，气液排放接口与外部排放安全区连通。

进一步地，上述内管包括依次焊接的液氧供应对接段、第一焊接段、平直过渡段、第二焊接段以及发动机对接段；液氧供应对接段通过法兰与外部液氧供应源对接，发动机对接段通过法兰与发动机对接；所述多个注液孔开设于平直过渡段上，且靠近第二焊接段。

进一步地，上述外壳包括第一球面段，平直段以及第二球面段；所述第一球面段一端与所述第一焊接段焊接，另一端与平直段连接；第二球面段一端与平直段焊接，另一端与所述第二焊接段焊接。

进一步地，上述第二焊接段为包括圆筒部以及变径连接部；

圆筒部的一端与平直过渡段连接，圆筒部的另一端与发动机对接段连接；

变径连接部的小径端与圆筒部外壁连接，变径连接部的大径端与第二球面段连接；变径连接部的截面呈圆弧状。