一種適用于大型低溫液體火箭發動機試驗臺供應系統的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明的一種適用于大型低溫液體火箭發動機試驗臺供應系統，主要應用的領域為未來可供可重復使用發動機使用的低溫液氧/甲烷發動機試驗平臺。
【背景技術】
[0002]大型液體火箭發動機在航空航天領域具有巨大的需求量，人類探月或是未來登陸火星都需要大推力的液體火箭發動機作為支撐，其中，發動機的可重復使用成為急切解決的問題，液氧/甲烷作為未來發動機重復使用的推進劑，具有潛在的強大的競爭力。建設一套以液氧/甲烷為主的試驗系統成為了其中一個必須要解決的問題。
[0003]大推力發動機一般由渦輪泵系統及推力室組成，因此供應系統應該同時滿足兩個試驗件單獨測試及同時包含集成渦輪泵和推力室試驗的要求。其中渦輪泵試驗過程中，一般通過一個啟動過程后，燃氣發生器開始工作，排出的氣體吹動渦輪，然后渦輪帶動對應的泵進行運轉，提高燃氣發生器的入口壓力以及推力室的入口壓力，推力室進行試驗的過程中，只需要高壓入口即可。則渦輪泵入口壓力為低壓力，而在進行推力室試驗時，入口壓力需要模擬真實發動機情況，則需要直接的高壓才能滿足要求。因此供應系統需要同時滿足上述兩個試驗要求，給供應系統切換提供了很大的難度，另外通用的方法是使用提供推力室的高壓入口且大流量的泵，但是高壓力和大流量的泵給廠商提出了很大制造難度，國內幾乎無法滿足要求。因此大流量的液氧甲烷系統成為了一個較大的技術難點。
【發明內容】
[0004]本發明的目的是為了解決上述出現的問題，提出了一種安全系數高，可行性強的大型低溫試驗系統，為安全的進行重復使用發動機試驗提供了一個可行的方案。
[0005]本發明是一種適用于大型低溫液體火箭發動機試驗供應系統，包括燃料增壓系統、氧化劑增壓系統、燃料輸運系統和氧化劑輸運系統。
[0006]本發明的優點在于:
[0007](I)本發明的燃料和氧化劑增壓系統中，采用氮氣作為增壓氣體介質，氮氣在常壓條件下的沸點為_196°C，氧氣的沸點為_183°C，甲烷的沸點為-161.5°C。由于氮氣的沸點較低，因此，氮氣作為增壓氣體是具有可行性的。針對試驗工況，本發明詳細查閱相關的《低溫流體熱物理性質》手冊，認為試驗工況下氮氣增壓形式滿足要求。具體實施如下:試驗初始過程中，兩個高壓低溫推進劑儲罐中都會保持0.4Mpa狀態，此時氮氣基本不會被液化，試驗過程中氮氣開始迅速的對儲罐升壓，使其達到高壓狀態，氮氣在高壓低溫條件下會開始逐步液化。考慮試驗時間在1s內，高流量的氮氣能夠彌補部分氮氣被液化帶來的影響，另外液氮的密度相對液氧密度較低，會浮在液氧表面，不會對輸出液氧品質產生較大影響。
[0008](2)本發明中，采用氣體增壓方式給推進劑進行加壓，保證了發動機試驗過程中液體流量的穩定可靠，而未采用國內常用的泵增壓方式，此方式弊端為液體輸出流量呈現脈動式，振動強烈，給試驗過程造成困難，因此氣體增壓方式對此系統是具有很強的適應性；
[0009](3)本發明中拓展了將液態推進劑轉化為氣態推進劑的功能，可以滿足未來其他試驗系統對氣態推進劑的使用，極大的擴展了試驗系統的多功能性；
[0010](4)本發明的燃料輸運系統和氧化劑輸運系統中，將低溫低壓儲槽與低溫高壓儲罐通過中間過渡進行連接，可以實現在兩個儲罐在一定的條件下進行互相的補給，防止了在試驗的過程中，由于單獨使用一個儲罐造成推進劑不足的狀況；
[0011](5)本發明的燃料輸運系統和氧化劑輸運系統中，可以單獨進行推力室試驗、渦輪泵試驗，亦可進行推力室和渦輪泵的整機連試，單獨測試推力室時，利用增壓系統和使用高壓儲罐即可達到要求，單獨測試渦輪泵時，使用低壓儲槽或低壓儲槽和高壓儲罐并聯使用就可滿足要求。因此本系統對高低壓系統進行整合，達到了預期的目標。
【附圖說明】
[0012]圖1是本發明的系統原理圖；
[0013]圖中:
[0014]AOO-手動截止閥AOl-高壓氮氣儲罐A02-壓力傳感器A03-手動截止閥
[0015]A04-氣動截止閥A05-過濾器 A06-手動截止閥A07-手動截止閥
[0016]A08-手動截止閥A09-壓力表 AlO-手動截止閥All-減壓器
[0017]A12-壓力表A13-手動截止閥 A14-手動截止閥A15-氣體穩定器
[0018]A16-手動截止閥A17-減壓器 A18-壓力表A19-手動截止閥
[0019]A20-手動截止閥A21-氣動截止閥 A22-壓力表A23-減壓器
[0020]A24-壓力傳感器 A25-壓力表 A26-手動截止閥A27-氣動截止閥
[0021]A28-氣動截止閥A29-氣動截止閥 A30-壓力表A31-減壓器
[0022]A32-手動截止閥A33-壓力表 A34-壓力傳感器A35-氣動截止閥
[0023]A36-氣動截止閥BOl-高壓氣氧儲罐B02-單向閥B03-氣動截止閥
[0024]B04-汽化器B05-手動截止閥 B06-液氧泵B07-手動截止閥
[0025]B08-手動截止閥B09-低壓液氧儲槽BlO-手動截止閥Bll-手動截止閥
[0026]B12-手動截止閥B13-手動截止閥 B14-手動截止閥B15-手動截止閥
[0027]B16-單向閥B17-高壓液氧儲罐B18-溫度傳感器B19-壓力傳感器
[0028]B20-氣動截止閥B21-溫度傳感器 B22-壓力傳感器B23-氣動截止閥
[0029]B24-流量計B25-安全閥 B26-手動截止閥B27-手動截止閥
[0030]B28-手動截止閥B29-過濾器 B30-壓力傳感器B31-溫度傳感器
[0031]B32-氣動截止閥B33-氣動截止閥 B34-波紋管B35-氣動截止閥
[0032]B36-波紋管B37-氣動截止閥 B38-波紋管B39-氣動截止閥
[0033]B40-氣動截止閥B41-氣動截止閥 COl-高壓氣甲烷儲罐C02-單向閥
[0034]C03-氣動截止閥C04-汽化器 C05-手動截止閥C06-液甲烷泵
[0035]C07-手動截止閥C08-手動截止閥C09-低壓液甲烷儲槽ClO-手動截止閥
[0036]Cll-手動截止閥C12-手動截止閥C13-手動截止閥C14-手動截止閥
[0037]C15-手動截止閥C16-單向閥C17-高壓液甲烷儲罐C18-溫度傳感器
[0038]C19-壓力傳感器C20-氣動截止閥C21-溫度傳感器C22-壓力傳感器
[0039]C23-氣動截止閥C24-流量計C25-安全閥C26-手動截止閥
[0040]C27-手動截止閥C28-手動截止閥C29-過濾器C30-壓力傳感器
[0041]C31-溫度傳感器C32-氣動截止閥C33-氣動截止閥C34-波紋管
[0042]C35-氣動截止閥C36-波紋管C37-氣動截止閥C38-氣動截止閥
[0043]C39-氣動截止閥C40-波紋管
【具體實施方式】
[0044]下面將結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。
[0045]本發明是一種適用于大型低溫液體火箭發動機試驗供應系統，包括燃料增壓系統、氧化劑增壓系統、燃料輸運系統和氧化劑輸運系統。
[0046]燃料增壓系統和氧化劑增壓系統由氮氣系統來承擔。氮氣系統另外還承擔了整體系統的所有氣動閥門開啟的操縱氣以及試驗過程中的吹掃氣。圖1中，高壓氮氣儲罐AOI與手動截止閥A00、壓力傳感器A02和氣動截止閥A04、手動截止閥A03相連接，過濾器A05 —端連接氣動截止閥A04和手動截止閥A03，另一端分為一個三通，連接手動截止閥A06和手動截止閥A07，手動截止閥A07后連接壓力表A09、手動截止閥A08、手動截止閥AlO以及手動截止閥A16，手動截止閥AlO后連接減壓器All，減壓器All另一端分為四通連接壓力表A12、手動截止閥A13以及手動截止閥A14，手動截止閥A14后連接氣體穩定器A15，此條氮氣通道為所有的氣動截止閥提供操縱氣體，手動截止閥A16后連接減壓器A17，減壓器A17后分四通，分別連接壓力表A18、手動截止閥A19以及手動截止閥A20，此條通道為試驗過程中提供吹掃氣體。過濾器A05后另外添加一個三通，分別連接氣動截止閥A21和氣動截止閥A29，氣動截止閥A21后連接壓力表A22和減壓器A23，減壓器A23后順次連接壓力傳感器A24、壓力表A25、手動截止閥A26以及氣動截止閥A27，氣動截止閥A27后連接氣動截止閥A28和高壓液氧儲罐B17，至此氧化劑增壓系統完畢。氣動截止閥A29后分別連接壓力表A30和減壓器A31，減壓器A31后順次連接手動截止閥A32、