[发明专利]一种液体火箭发动机冷流试验系统及并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法

说明书

本公开提供一种火箭发动机冷流试验系统及并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法。发动机冷流试验系统包括：依次连接的冷流试验台，分流三通，两条并联的供流支路，汇流三通和供流主路。供流支路均由供流支管连接而成，其中串接有支路手阀、支路流量计、及测压三通，测压三通的通路旁路上连接有压力传感器。供流主路由供流主管连接而成，其中串接有主路手阀。每个所述供流支路中，所述测压三通均位于支路末端；连接测压三通与汇流三通的供流支管、所述汇流三通、以及连接汇流三通与所述主路手阀的供流主管，均与实际贮箱与姿控发动机之间的对应连接器件技术状态相同。同时，本公开还提供了应用上述系统进行并联贮箱推进剂输送均衡性能试验的方法。

技术领域

本公开涉及液体火箭发动机领域，尤其涉及一种航天飞行器姿轨控动力系统的冷流试验系统，特别是用于获取并联贮箱推进剂输送均衡性能的试验系统及试验方法。

背景技术

姿控动力系统采用并联布置的贮箱供应推进剂时，贮箱推进剂输送通常存在流量不均衡的现象，通过开展推进剂输送系统冷流试验，可获得并联贮箱推进剂输送的均衡性能。推进剂输送系统包括有贮箱及管路结构，无流量测试装置，无法对并联贮箱的流量直接测试，需通过称重测量贮箱排液量的办法计算得到并联贮箱的输送流量。

该方案存在以下不足：1)在称重时贮箱与管路结构处于连接受力状态，对测量结果有影响，存在较大的误差；2)配置有贮箱，贮箱成本高，试验成本高；3)试验产品难以覆盖设计边界。

发明内容

本公开的目的在于克服现有技术的不足，提供一种液体火箭发动机冷流试验系统及相应的试验方法，用于获取并联贮箱推进剂输送均衡性能，解决现有技术方案试验误差大、成本高、试验产品难以覆盖设计边界的问题。

本公开提供的液体火箭发动机冷流试验系统，包括冷流试验台，分流三通，汇流三通，两条供流支路，和一条供流主路，所述冷流试验台、分流三通、供流支路、汇流三通、供流主路依次连接，构成试验液体的流经通路，其中：

冷流试验台用于存放和输出试验液体，其出口连接分流三通的入口，分流三通的两个出口各接一条供流支路，各供流支路的另一端经汇流三通与供流主路相连，供流主路的另一端则连接用于收纳试验液体的外部容器；

每个供流支路均由供流支管连接而成，其中串接有支路手阀、支路流量计、及测压三通，测压三通的通路旁路上连接有压力传感器；

供流主路由供流主管连接而成，其中串接有主路手阀；

支路手阀和主路手阀均用于调节所在通路的液体流量；支路流量计用于测量所在支路的液体流量，即试验所需获取的数值；压力传感器用于测量所在支路内的压强；

每个供流支路中，测压三通均位于支路末端，其通路出口经供流支管与汇流三通的输入口之一连接；

连接测压三通与汇流三通的供流支管、汇流三通、以及连接汇流三通与主路手阀的供流主管，均与实际贮箱与姿控发动机之间的对应连接器件技术状态相同。

进一步地，冷流试验台采用挤压式冷流试验台。

进一步地，构成供流支路的供流支管，除去连接测压三通与汇流三通的供流支管外，采用金属软管。

进一步地，每个供流支路中，测压三通的通径，以及与其通路的入口和出口连接的供流支管的通径均相等。

进一步地，每个供流支路中的测压三通为T型三通。

进一步地，每个供流支路中的压力传感器的测量精度优于 0.0025MPa，支路流量计的测量精度优于0.1％FS。

进一步地，供流主路中还串接有主路流量计，用于获取供流主路的流量。

本公开还提供了一种应用上述试验系统的并联贮箱推进剂输送均衡性能试验方法，包括以下步骤：