[发明专利]液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法

说明书

本发明涉及一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法。克服现有泄压方式应用在推进剂供应系统水击压力抑制过程中存在的工作量大、操作不便、存在安全风险以及泄压效果不明显的问题。系统包括水击压力泄放装置、充气管路、充气阀门、放气平衡腔、放气管路、放气阀门、压力传感器及推进剂回收容器；通过水击压力泄放装置调节关机水击压力，可将系统关机水击压力峰由70MPa量级降至40MPa以下，系统水击能力降低80％，避免试车过程中水击压力对系统及产品的破坏，在保证水击泄放系统响应迅速、可靠的同时对试车过程发动机的工作不造成影响，规避了技术风险，保证了试车顺利进行。

技术领域

本发明涉及一种发动机试验推进剂供应系统水击抑制方法，具体涉及一种大流量高压挤压液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法。

背景技术

在常规大流量高压挤压液体火箭发动机试车试验中，发动机启动及关机时，推进剂供应系统会产生与流量及压力相关的水击压力。发动机启动过程中，推进剂供应系统产生的水击压力需达30MPa，才可正常开机。在关机时，经验证在阀门响应时间10ms量级、大流量下时，推进剂供应系统产生的水击压力可达70MPa或更高量级。当大于70MPa时，水击压力会对发动机入口阀门、推进剂供应系统阀门、试验系统卡箍支架的可靠性会造成较大风险。

因此有必要针对试验系统特点及试验要求，研究推进剂供应系统水击压力抑制技术，对发动机关机时，推进剂供应系统产生的水击压力进行泄压，减小水击压力峰值，避免试车过程中水击压力对系统及产品的破坏；同时保证泄压不会对发动机开机及工作过程产生影响，规避技术风险，保证试车顺利进行。

目前可采用的泄压方式一般为安全阀通空排液与爆破膜片泄压等，但是由于常规大流量高压挤压液体火箭发动机试验推进剂为剧毒、可自燃推进剂，因此无法采用安全阀通空排液的方式。同时，试车任务要求在一天内进行多次点火，若采用爆破膜片泄压方式，需在每次点火完成后对管路进行排空吹除方可进行更换爆破膜片操作，工作量大、操作不便且带来了巨大的安全风险。另外，需在对关机水击进行抑制的同时，保证泄压措施不会对开机过程(开机水击30MPa)造成影响，因此若采用安全阀通空排液或爆破膜片进行水击压力泄压，需将整定压力提高到30MPa以上，整定压力的提高，导致响应速度慢，泄压效果不明显。

发明内容

本发明的目的是提供一种大流量高压挤压液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法，以克服现有泄压方式应用在推进剂供应系统水击压力抑制过程中存在的工作量大、操作不便、存在安全风险以及泄压效果不明显的问题。

本发明的技术方案是提供一种大流量高压挤压液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特殊之处在于：包括水击压力泄放装置、充气管路、充气阀门、放气平衡腔、放气管路、放气阀门、压力传感器及推进剂回收容器；

水击压力泄放装置包括壳体、气缸顶盖、入口法兰肩圈、活塞底座及活塞；

壳体包括一体设置的气腔壳体与液腔壳体，气腔壳体的过流面积大于液腔壳体的过流面积；气腔壳体与液腔壳体连接部位处开设沿其径向的通气孔；液腔壳体上设有沿其径向的排液口；气缸顶盖固定在气腔壳体一端；气缸顶盖上开设三个与气腔壳体相通的接口；入口法兰肩圈通过法兰固定在液腔壳体一端；活塞底座与入口法兰肩圈配合固定在液腔壳体内部；活塞尾部位于气腔内，且活塞尾部外周面与气腔壳体内壁通过密封结构实现密封；活塞头部位于液腔内，且活塞头部外周面与液腔壳体内壁通过密封结构实现密封，同时，活塞头部与活塞底座压紧时，实现排液口封堵；

水击压力泄放装置的入口法兰肩圈连接三通管路，三通管路的两个端口分别用于与推进剂主管路及发动机主阀连接；

充气管路与水击压力泄放装置气缸顶盖上的其中一个接口连接，充气阀门设置在充气管路上；

放气平衡腔通过放气管路与水击压力泄放装置气缸顶盖上的其中一个接口连接，放气阀门设置在放气管路上；