[发明专利]一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法

摘要

本发明涉及一种液体火箭发动机起动冷调试系统和方法，冷调试验系统通过在起动箱出口设置双单向阀，在调节器入口处设置单向阀，模拟发动机起动过程中燃料路交接班过程；通过在调节器出口设置两路排放，模拟不同流量状态的切换；通过在流量调节器后设置截止阀，实现流量调节特性试验和雾化特性试验间的功能切换；通过在发生器头部后设置高速摄影观察燃料的雾化特性。本发明可有效模拟发动机起动分系统工作特性，得到明确的吹除流量与雾化特性之间的关系。

主权项

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(21)、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(21)、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。