[发明专利]一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统

说明书

本发明公开了一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀，通过增压系统以及供应系统取代复杂的高压挤压增压系统和高压储箱，结构简单，提高可靠性，使得储箱可设计制造的容积大幅增加，造价也大幅降低，另外进入推力室的推进剂来流会具有一个与泵体转速正相关的流体流动特征频率，以及一定幅度的流体压力脉动，且其流动特征频率和压力脉动可通过调节驱动电机进行调整，以尽可能与推力室在发动机中的真实工作情况接近或相同，提高试验数据的可参考性。

技术领域

本申请涉及火箭试验设备技术领域，特别涉及一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统。

背景技术

在这一部分中提供的信息是为了一般地呈现本公开的背景的目的。在本部分中描述的程度上，当前署名的发明人的工作以及在提交时可能不构成现有技术的描述的各方面，既不明示地也不暗示地被认为是本公开的现有技术。

推力室是液体火箭发动机的主体，推力室的点火试验是液体火箭发动机研制过程中的最重要试验。目前推力室的点火试验均依托高压挤压热试验系统开展，高压挤压热试验系统虽然系统也比较简单，但高压储箱和高压增压系统作为高压挤压热试验系统中的两种最关键装置，存在结构复杂、成本高昂且易坏易损的缺陷，尤其高压增压系统历来是推力室热试验的主要故障来源，严重制约了试验的顺利开展，从而为推力室的研制带来了较大不便；再者挤压系统为推力室提供的推进剂来流过于稳定，不符合推力室在发动机中的工作实际，无法验证推力室的工作稳定性及其动态特性，因此挤压系统无法满足考核推力室动态工作特性的试验需求，导致此试验目的只能延后至发动机整机试验时进行，从而严重削弱了推力室热试验的作用，也为发动机研制的快速迭代及降低研制成本带来了较大的副作用。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本申请提供一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，以解决现有技术中泵压热试验设备可靠性以及数据参考性差的问题。

本申请的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种液体火箭发动机推力室的泵压热试验系统，其包括增压系统、供应系统和推力室，所述增压系统包括储气瓶、减压阀和第一截止阀，所述供应系统包括储箱、第二截止阀、泵体、第三截止阀和调节阀；

所述储气瓶与所述储箱相连通以用于对所述储箱增压，且所述减压阀和所述第一截止阀以所述储气瓶朝向所述储箱方向依次布置，所述储箱远离所述储气瓶的一端与所述推力室相连通，且所述第二截止阀、所述泵体、所述第三截止阀和所述调节阀以所述储箱朝向所述推力室方向依次布置，所述泵体上连接有驱动电机。

进一步地，所述推力室上连接有用于固定所述推力室和测量所述推力室产生推力的推力台架。

进一步地，所述增压系统与所述供应系统分别设有两组，两组所述供应系统中的两个所述储箱分别用于容置燃料与氧化剂。

进一步地，所述第二截止阀与所述泵体之间设有流量计。

进一步地，所述储箱内设有压力传感器，所述第二截止阀与所述泵体之间、所述泵体与所述第三截止阀之间分别设有压力传感器。

进一步地，所述储箱内设有温度传感器，所述第二截止阀与所述泵体之间、所述调节阀与所述推力室之间分别设有温度传感器。

进一步地，所述调节阀的开度通过电机调控或通过气动调控。

进一步地，所述驱动电机为转速可调式驱动电机。

进一步地，所述储箱的内压为0.4～1MPa。

进一步地，所述储气瓶输出的增压压力为1～2MPa。

与现有技术相比，本申请的优点在于：