泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置及方法与流程

1.本发明涉及冷态起动试验装置及方法，具体涉及一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置及方法。


背景技术：

2.泵压式液体火箭发动机的起动特性(起动参数、起动时序等)是火箭发动机研制过程中最为关键的环节，优良的起动特性是发动机起动及工作成功的基本保障。起动参数不合理可能会造成起动加速性差、起动慢甚至起动失败的故障，也可能会造成起动超调量过大，导致发动机产品结构破坏，进而导致发动机起动失败。
3.传统的发动机研制过程中，起动特性一般先通过仿真计算，再在箱压下(没有带速)进行冷调试验，通过冷调试验结果对仿真模型进行修正，确定发动机的起动参数和起动时序，最后进行热试车验证，这种方式存在以下的问题：
4.仿真需要大量的经验系数进行修正，才能计算出较为准确的结果，但对于新研发动机研制初期，一般试验次数较少，缺少经验系数的积累，且在箱压下(没有带速)进行冷调试验无法真实模拟发动机实际起动状态，其结果与发动机真实起动状态存在较大的偏差，因而对仿真模型提供的经验修正十分有限，因此新研发动机研制初期，结合仿真结果及箱压下(没有带速)的冷调试验一般只能确定起动参数的大概趋势范围，无法更加准确地确定起动参数，这不仅存在起动参数设置不合理导致起动失败的风险，且需要多次试车对起动参数进行修正、探索及验证，也无疑增加了发动机的研制成本。


技术实现要素：

5.本发明的目的是提供一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置及方法，以解决现有技术无法准确获取火箭发动机的起动参数，致使发动机存在起动失败的风险，而且多次试车对起动参数进行修正、探索及验证会增加发动机研制成本的技术问题。
6.为了上述目的，本发明提供了一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特殊之处在于：包括气体供应单元和水介质供应单元；
7.所述气体供应单元包括供气瓶组、驱动路减压器以及缓冲气瓶；
8.所述供气瓶组的输出端连接缓冲气瓶的输入端，用于向火箭发动机提供驱动气体，供气瓶组中的气压大于火箭发动机的起动气压；
9.所述驱动路减压器安装于供气瓶组与缓冲气瓶之间的管路上，用于将所述驱动气体压力降至所述起动气压；
10.所述缓冲气瓶的输出端用于连接火箭发动机的起动器；
11.所述缓冲气瓶与起动器之间的管路上沿气流方向依次设有通断阀和控制阀；
12.所述水介质供应单元包括水箱以及与水箱连接的挤压气组件；
13.所述水箱分别与火箭发动机的氧化剂入口管以及燃料剂入口管连通，其管路上设置有隔离阀；
14.所述挤压气组件与水箱连通，用于向水箱内提供挤压气体，使水箱内的水流向火箭发动机，以模拟火箭发动机的真实负载。
15.进一步地，所述气体供应单元还包括驱动路泄气阀；
16.所述驱动路泄气阀安装于缓冲气瓶与通断阀之间的管路上，用于降低驱动气体的压力。
17.进一步地，所述气体供应单元还包括第一压力传感器；
18.所述第一压力传感器安装于缓冲气瓶与通断阀之间的管路上，用于测量驱动气体的压力。
19.进一步地，所述气体供应单元还包括驱动路流量计；
20.所述驱动路流量计安装在驱动路减压器与缓冲气瓶之间的管路上。
21.进一步地，还包括控制单元；
22.所述驱动路减压器上设置有电子控制器，电子控制器用于控制驱动路减压器；
23.所述供气瓶组、通断阀、驱动路泄气阀、电子控制器、第一压力传感器、驱动路流量计均与控制单元连接。
24.进一步地，所述供气瓶组为氦气或氮气瓶组；
25.所述起动器为起动涡轮或火药起动器。
26.进一步地，所述挤压气组件包括挤压气贮箱、挤压路减压器和挤压路增压阀；
27.所述挤压气贮箱与水箱连通；
28.所述挤压路减压器和挤压路增压阀沿气流方向依次设置在挤压气贮箱与水箱之间的管路上，用于调节挤压气体的压力。
29.进一步地，所述挤压气组件还包括放气阀、第二压力传感器以及挤压路流量计；
30.所述放气阀和第二压力传感器均安装于挤压路增压阀与水箱之间的管路上；
31.所述挤压路流量计安装于挤压气贮箱与挤压路减压器之间的管路上。
32.进一步地，所述挤压气贮箱、挤压路减压器、挤压路增压阀、放气阀、第二压力传感器以及挤压路流量计均与控制单元连接。
33.本发明还提供了一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：
34.步骤1、搭建上述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置；
35.步骤2、关闭气体供应单元，调节挤压气组件，使得挤压气组件通往水箱的挤压气体压力达到第一预设值；所述第一预设值为为火箭发动机的液路入口压力；步骤3、打开水箱与火箭发动机之间的隔离阀，水箱向火箭发动机模拟提供真实负载；
36.步骤4、打开供气瓶组、驱动路减压器以及缓冲气瓶，调节驱动路减压器直至供气瓶组至通断阀之间管路内的驱动气体压力到达第二预设值；所述第二预设值为为火箭发动机的气路入口压力；
37.步骤5、依次打开通断阀和控制阀，起动火箭发动机；
38.步骤6、获取火箭发动机起动过程中的起动参数。
39.本发明的有益效果：
40.1、本发明提供的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置能够真实模拟火箭发动机实际起动状态，为火箭发动机起动确定更为精确的起动参数，确保火箭发动机平
稳起动，有效减少了热试车次数，大大降低火箭发动机的研制成本和研制风险。
41.2、本发明在驱动路减压器与控制阀之间设置了缓冲气瓶和通断阀，能够在开启控制阀之前，暂时关闭通断阀，并向缓冲气瓶内填充压力合适的驱动气体，之后在开启通断阀和控制阀时，避免由于管道过长或弯绕导致的驱动气体无法快速到达火箭发动机的问题。
42.3、本发明在缓冲气瓶与控制阀之间的管路上设置了驱动路泄气阀，能够适时降低驱动气体的压力，使驱动气体的压力更为精准。
43.4、本发明还在缓冲气瓶的输出端与控制阀之间的管路上设置了第一压力传感器，能够实时获取驱动气体的压力，用于调整驱动路减压器的开度，并计算起动涡轮或火药起动器输入功率。
44.5、本发明采用氦气/氮气瓶组作为能源驱动涡轮工作，模拟火箭发动机真实起动状态下的起动性能，使得获取的火箭发动机起动参数更精准，为火箭发动机研制首次半系统热试车一次成功提供有力支撑。
45.6、本发明还为水箱设置了供气瓶组，供气瓶组能够为水箱提供挤压气体，使得水箱为火箭发动机提供更加真实的负载，提高最终获取的起动参数的精准性。
附图说明
46.图1是本发明泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置实施例的结构示意图。
47.附图标号：
48.1-气体供应单元，11-供气瓶组，12-驱动路减压器，13-缓冲气瓶，14-通断阀，15-控制阀，16-第一压力传感器，17-驱动路流量计，18-电子控制器，19-驱动路泄气阀；
49.2-水介质供应单元，21-水箱，22-挤压气组件，221-挤压气贮箱，222-挤压路减压器，223-挤压路增压阀，224-放气阀，225-第二压力传感器，226-挤压路流量计，23-隔离阀；
50.3-火箭发动机，31-起动器，32-氧化剂入口管，33-燃料剂入口管。
具体实施方式
51.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
52.一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，用于获取火箭发动机3的起动参数，如图1所示，包括分别与火箭发动机3连接的气体供应单元1和水介质供应单元2，还包括分别与气体供应单元1和水介质供应单元2连接的控制单元；
53.其中，气体供应单元1用于向火箭发动机起动涡轮提供一定功率的冷气，驱动压力和时序可根据试验内容进行调节，达到真正模拟火箭发动机试车的目的。具体包括供气瓶组11、驱动路减压器12、缓冲气瓶13、驱动路泄气阀19、第一压力传感器16、通断阀14、驱动路流量计17以及控制阀15；供气瓶组11的输出端与火箭发动机3的起动器31连通，用于向火箭发动机3提供启动用的驱动气体，为火箭发动机3起动的驱动源，供气瓶组11中的气压大于火箭发动机3的起动气压，这样能够避免供气瓶组11中驱动气体通往火箭发动机3时在较
长的管道内泄压而使得驱动力不足。供气瓶组11为氦气或氮气瓶组。起动器31为起动涡轮或强迫起动的火药起动器。驱动路减压器12、驱动路流量计17、缓冲气瓶13、驱动路泄气阀19、第一压力传感器16、通断阀14以及控制阀15沿气流方向依次设置在供气瓶组11与起动器31之间的管路上。当供气瓶组11进行气体排放时，驱动功率会下降形成“凹坑”，缓冲气瓶13可以补偿气路供应的瞬间供应量，将“凹坑”填平。缓冲气瓶13可以连接安全阀，用于安全保护，防止超压。驱动路减压器12用于将驱动气体压力降至起动气压；驱动路泄气阀19用于降低驱动气体的压力。第一压力传感器16用于测量驱动气体的压力，供起动涡轮效率输入功率的计算。驱动路流量计17用于测量驱动气体的流量，供起动涡轮效率输入功率的计算。驱动路减压器12上设置有电子控制器18，电子控制器18用于控制驱动路减压器12。供气瓶组11、通断阀14、驱动路泄气阀19、电子控制器18、第一压力传感器16、驱动路流量计17均与控制单元连接。便于远程控制，提高操作人员的人身安全。
54.水介质供应单元2用于火箭发动机内流路的填充，具体包括水箱21以及与水箱21连接的挤压气组件22；挤压气组件22包括挤压气贮箱221、挤压路流量计226、挤压路减压器222、挤压路增压阀223、放气阀224、第二压力传感器225。水箱21通过一分二管道分别与火箭发动机3的氧化剂入口管32以及燃料剂入口管33连通，一分二管道包括与水箱21连通的主管道和分别与氧化剂入口管32以及燃料剂入口管33连通的两个子管道；同时两个子管道均与主管道连通，隔离阀23设置于主管道上；两个子管道上分别设置有一个压力传感器，与氧化剂入口管32连通的子管道上的压力传感器所测数据可以用于氧化剂泵扬程计算，与燃料剂入口管33连通的子管道上的压力传感器所测数据可以用于燃料泵扬程计算。
55.挤压气贮箱221与水箱21连通，用于向水箱21内提供挤压气体，使水箱21内的水流向火箭发动机3，以模拟火箭发动机3的真实负载。挤压路流量计226、挤压路减压器222、挤压路增压阀223、放气阀224、第二压力传感器225沿气路依次设置在挤压气贮箱221与水箱21之间的管路上。挤压路减压器222和挤压路增压阀223用于调节挤压气体的压力，使气压达到实验要求，即第二预设值。挤压气贮箱221、挤压路减压器222、挤压路增压阀223、放气阀224、第二压力传感器225以及挤压路流量计226均与控制单元连接。
56.一般闭式循环发动机采用起动涡轮作为冷态起动驱动组件，起动涡轮与发动机主涡轮同轴连接，可以是火箭发动机自带的起动涡轮，也可以为了试验单独设置一个工艺起动涡轮；开式循环发动机可以采用发动机自带的与发动机涡轮连接的火药起动器作为冷态起动驱动组件，也可以为了试验单独设计一个与发动机涡轮连接的火药起动器或者喷嘴作为冷态起动驱动组件。
57.本发明提供的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置经发动机试车验证表明，发动机起动平稳，起动参数设置合理，大大降低了新研发动机的研制成本和研制风险。
58.本发明的实验原理如下：
59.通过设置合理的气体供应单元保证向火箭发动机供应稳定的强迫驱动气源，水介质供应单元充填火箭发动机液路管路及泵腔，按设置的预定程序依次打开、关闭气体供应单元、水介质供应单元和火箭发动机产品自身各相应功能阀门，来驱动涡轮泵转动到一定转速，通过流量、压力、转速等传感器来监测火箭发动机的起动特性相关参数，以此分析和评判火箭发动机起动阶段发动机涡轮泵、发生器、阀门、管路等各部组件产品的特性、性能、
协调性以及起动阶段产品的可靠性。根据冷态起动试验结果调整、修正或改进火箭发动机后续研制工作，为火箭发动机首次半系统热试车提供参考。
60.具体实验步骤如下：
61.步骤1、搭建上述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置；
62.步骤2、关闭气体供应单元1，调节挤压气组件22中的挤压路减压器222、挤压路增压阀223以及放气阀224，使得挤压气组件22通往水箱21的挤压气体压力达到第一预设值；该第一预设值为为火箭发动机3的液路入口压力；
63.步骤3、打开水箱21与火箭发动机3之间的隔离阀23，水箱21向火箭发动机3模拟提供真实负载；
64.步骤4、打开供气瓶组11、驱动路减压器12以及缓冲气瓶13，调节驱动路减压器12和驱动路泄气阀19直至供气瓶组11至通断阀14之间管路内的驱动气体压力到达第二预设值；该第二预设值为为火箭发动机3的气路入口压力；
65.步骤5、依次打开通断阀14和控制阀15，并起动火箭发动机3；
66.步骤6、获取火箭发动机3起动过程中的起动参数，以供分析和研发。
67.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何在本发明披露的技术范围内的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：包括气体供应单元(1)和水介质供应单元(2)；所述气体供应单元(1)包括供气瓶组(11)、驱动路减压器(12)以及缓冲气瓶(13)；所述供气瓶组(11)的输出端连接缓冲气瓶(13)的输入端，用于向火箭发动机(3)提供驱动气体，供气瓶组(11)中的气压大于火箭发动机(3)的起动气压；所述驱动路减压器(12)安装于供气瓶组(11)与缓冲气瓶(13)之间的管路上，用于将所述驱动气体压力降至所述起动气压；所述缓冲气瓶(13)的输出端用于连接火箭发动机(3)的起动器(31)；所述缓冲气瓶(13)与起动器(31)之间的管路上沿气流方向依次设有通断阀(14)和控制阀(15)；所述水介质供应单元(2)包括水箱(21)以及与水箱(21)连接的挤压气组件(22)；所述水箱(21)分别与火箭发动机(3)的氧化剂入口管(32)以及燃料剂入口管(33)连通，其管路上设置有隔离阀(23)；所述挤压气组件(22)与水箱(21)连通，用于向水箱(21)内提供挤压气体，使水箱(21)内的水流向火箭发动机(3)，以模拟火箭发动机(3)的真实负载。2.根据权利要求1所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述气体供应单元(1)还包括驱动路泄气阀(19)；所述驱动路泄气阀(19)安装于缓冲气瓶(13)与通断阀(14)之间的管路上，用于降低驱动气体的压力。3.根据权利要求2所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述气体供应单元(1)还包括第一压力传感器(16)；所述第一压力传感器(16)安装于缓冲气瓶(13)与通断阀(14)之间的管路上，用于测量驱动气体的压力。4.根据权利要求3所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述气体供应单元(1)还包括驱动路流量计(17)；所述驱动路流量计(17)安装在驱动路减压器(12)与缓冲气瓶(13)之间的管路上。5.根据权利要求4所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：还包括控制单元；所述驱动路减压器(12)上设置有电子控制器(18)，电子控制器(18)用于控制驱动路减压器(12)；所述供气瓶组(11)、通断阀(14)、驱动路泄气阀(19)、电子控制器(18)、第一压力传感器(16)、驱动路流量计(17)均与控制单元连接。6.根据权利要求5所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述供气瓶组(11)为氦气或氮气瓶组；所述起动器(31)为起动涡轮或火药起动器。7.根据权利要求6所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述挤压气组件(22)包括挤压气贮箱(221)、挤压路减压器(222)和挤压路增压阀(223)；所述挤压气贮箱(221)与水箱(21)连通；所述挤压路减压器(222)和挤压路增压阀(223)沿气流方向依次设置在挤压气贮箱
(221)与水箱(21)之间的管路上，用于调节挤压气体的压力。8.根据权利要求7所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述挤压气组件(22)还包括放气阀(224)、第二压力传感器(225)以及挤压路流量计(226)；所述放气阀(224)和第二压力传感器(225)均安装于挤压路增压阀(223)与水箱(21)之间的管路上；所述挤压路流量计(226)安装于挤压气贮箱(221)与挤压路减压器(222)之间的管路上。9.根据权利要求8所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，其特征在于：所述挤压气贮箱(221)、挤压路减压器(222)、挤压路增压阀(223)、放气阀(224)、第二压力传感器(225)以及挤压路流量计(226)均与控制单元连接。10.一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、搭建权利要求1-9任一所述的泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置；步骤2、关闭气体供应单元(1)，调节挤压气组件(22)，使得挤压气组件(22)通往水箱(21)的挤压气体压力达到第一预设值；所述第一预设值为为火箭发动机(3)的液路入口压力；步骤3、打开水箱(21)与火箭发动机(3)之间的隔离阀(23)，水箱(21)向火箭发动机(3)模拟提供真实负载；步骤4、打开供气瓶组(11)、驱动路减压器(12)以及缓冲气瓶(13)，调节驱动路减压器(12)直至供气瓶组(11)至通断阀(14)之间管路内的驱动气体压力到达第二预设值；所述第二预设值为为火箭发动机(3)的气路入口压力；步骤5、依次打开通断阀(14)和控制阀(15)，起动火箭发动机(3)；步骤6、获取火箭发动机(3)起动过程中的起动参数。

技术总结
本发明公开了一种泵压式液体火箭发动机系统冷态起动试验装置，以解决现有技术无法准确获取火箭发动机的起动参数，致使发动机存在起动失败的风险的问题。具体包括气体供应单元和水介质供应单元；气体供应单元包括供气瓶组、驱动路减压器及缓冲气瓶；供气瓶组的输出端连接缓冲气瓶的输入端，供气瓶组中的气压大于火箭发动机的起动气压；驱动路减压器安装于供气瓶组与缓冲气瓶之间的管路上；缓冲气瓶的输出端连接火箭发动机的起动器；缓冲气瓶与起动器之间的管路上沿气流方向依次设有通断阀和控制阀；水介质供应单元包括水箱及挤压气组件；水箱分别与火箭发动机的氧化剂入口管以及燃料剂入口管连通，其管路上设置有隔离阀；挤压气组件与水箱连通。压气组件与水箱连通。压气组件与水箱连通。


技术研发人员：郭维 张晓军 王猛 李元启 姜勇 许元 王冠男 王鹏武 兰晓辉
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：2023.05.31
技术公布日：2023/9/9