[发明专利]一种火箭发动机用点火剂低温点火能力测试系统及方法

权利要求书

1.一种火箭发动机用点火剂低温点火能力测试系统，其特征在于：包括第一管道(1)、试验箱单元(2)、第二管道(3)、点火观察接液槽(4)、高速摄像机(5)；

所述试验箱单元(2)包括高低温试验箱(21)、设置在高低温试验箱(21)内的点火导管(22)、模拟导管(23)；

所述点火导管(22)内设置有点火剂；

所述模拟导管(23)内设置有煤油，并设置有插入式温度测点及表面贴片式温度测点；

所述高低温试验箱(21)的温度调节能力为-70℃～+150℃；

所述第一管道(1)的进口端接挤破气源，其出口端穿入高低温试验箱(21)后接点火导管(22)的进口接头(221)；

所述第一管道(1)上沿输送方向依次设有开关阀(11)、氮气置换单元(13)及流量调节孔板(12)，且均位于高低温试验箱(21)的外部；所述氮气置换单元(13)用于置换开关阀(11)与点火导管(22)进口接头(221)之间的第一管道(1)内的空气；

所述第二管道(3)的进口端接点火导管(22)的出口接头(222)，其出口端穿出高低温试验箱(21)后伸入所述点火观察接液槽(4)；

所述高速摄像机(5)用于拍摄第二管道(3)出口端的点火情况。

2.根据权利要求1所述火箭发动机用点火剂低温点火能力测试系统，其特征在于：所述点火导管(22)采用ZsF10-9点火导管，其主要性能参数如下：

点火导管(22)中点火剂的充填量260±5mL；

点火导管(22)的充填系数K＝0.89；

点火导管(22)的进口接头(221)和出口接头(222)为DN20台阶接头；

点火导管(22)工作压力30MPa，点火导管(22)挤破压力3±0.5MPa。

3.根据权利要求1所述火箭发动机用点火剂低温点火能力测试系统，其特征在于：所述高低温试验箱(21)其主要性能参数如下：

温度调节能力-70℃～+150℃；

标称内容积1000L；

供电要求电压为380V，功率为18kW；

提供2个DN100的管道及线缆进出口。

4.根据权利要求1至3任一所述火箭发动机用点火剂低温点火能力测试系统，其特征在于：所述开关阀(11)为B0阀；

所述流量调节孔板(12)的孔径为1mm。

5.根据权利要求4所述火箭发动机用点火剂低温点火能力测试系统，其特征在于：所述点火导管(22)设置有壁温测点。

6.一种火箭发动机用点火剂低温点火能力测试方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)将灌入试验介质的点火导管(22)放入高低温试验箱(21)内；

2)将点火导管(22)的进口接头(221)通过第一管道(1)接高低温试验箱(21)外的挤破气源，其出口接头(222)通过第二管道(3)引出至高低温试验箱(21)外的点火观察接液槽(4)；

3)打开第一管道(1)上的开关阀(11)，挤破气源对点火导管(22)进行挤破，并根据高速摄像机(5)摄像中液体扩散情况，调试流量调节孔板(12)的孔径；

4)将灌装好点火介质的点火导管(22)放入高低温试验箱(21)内，并替换灌入试验介质的点火导管(22)；

同时，将灌入煤油的模拟导管(23)放入高低温试验箱(21)内，模拟导管(23)设置有插入式温度测点及表面贴片式温度测点；

5)将高低温试验箱(21)进行降温，观察模拟导管(23)的壁温及模拟导管(23)的内部温度，至模拟导管(23)内的温度达到试验温度，且与壁温一致；

6)使用氮气置换单元(13)置换开关阀(11)与进口接头(221)之间第一管道(1)内的空气；

7)打开开关阀(11)，挤破气源对点火导管(22)进行挤破，根据高速摄像机(5)摄像结果判断点火剂低温点火能力；所述摄像结果包括点火剂扩散形式、扩散后发生燃烧的时间、燃烧的位置、燃烧的剧烈程度。