一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明的一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统，主要应用的领域为未来可供可重复使用发动机使用的低温液氧/甲烷发动机试验平台。
【背景技术】
[0002]大型液体火箭发动机在航空航天领域具有巨大的需求量，人类探月或是未来登陆火星都需要大推力的液体火箭发动机作为支撑，其中，发动机的可重复使用成为急切解决的问题，液氧/甲烷作为未来发动机重复使用的推进剂，具有潜在的强大的竞争力。建设一套以液氧/甲烷为主的试验系统成为了其中一个必须要解决的问题。
[0003]大推力发动机一般由涡轮泵系统及推力室组成，因此供应系统应该同时满足两个试验件单独测试及同时包含集成涡轮泵和推力室试验的要求。其中涡轮泵试验过程中，一般通过一个启动过程后，燃气发生器开始工作，排出的气体吹动涡轮，然后涡轮带动对应的泵进行运转，提高燃气发生器的入口压力以及推力室的入口压力，推力室进行试验的过程中，只需要高压入口即可。则涡轮泵入口压力为低压力，而在进行推力室试验时，入口压力需要模拟真实发动机情况，则需要直接的高压才能满足要求。因此供应系统需要同时满足上述两个试验要求，给供应系统切换提供了很大的难度，另外通用的方法是使用提供推力室的高压入口且大流量的泵，但是高压力和大流量的泵给厂商提出了很大制造难度，国内几乎无法满足要求。因此大流量的液氧甲烷系统成为了一个较大的技术难点。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是为了解决上述出现的问题，提出了一种安全系数高，可行性强的大型低温试验系统，为安全的进行重复使用发动机试验提供了一个可行的方案。
[0005]本发明是一种适用于大型低温液体火箭发动机试验供应系统，包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。
[0006]本发明的优点在于:
[0007](I)本发明的燃料和氧化剂增压系统中，采用氮气作为增压气体介质，氮气在常压条件下的沸点为_196°C，氧气的沸点为_183°C，甲烷的沸点为-161.5°C。由于氮气的沸点较低，因此，氮气作为增压气体是具有可行性的。针对试验工况，本发明详细查阅相关的《低温流体热物理性质》手册，认为试验工况下氮气增压形式满足要求。具体实施如下:试验初始过程中，两个高压低温推进剂储罐中都会保持0.4Mpa状态，此时氮气基本不会被液化，试验过程中氮气开始迅速的对储罐升压，使其达到高压状态，氮气在高压低温条件下会开始逐步液化。考虑试验时间在1s内，高流量的氮气能够弥补部分氮气被液化带来的影响，另外液氮的密度相对液氧密度较低，会浮在液氧表面，不会对输出液氧品质产生较大影响。
[0008](2)本发明中，采用气体增压方式给推进剂进行加压，保证了发动机试验过程中液体流量的稳定可靠，而未采用国内常用的泵增压方式，此方式弊端为液体输出流量呈现脉动式，振动强烈，给试验过程造成困难，因此气体增压方式对此系统是具有很强的适应性；
[0009](3)本发明中拓展了将液态推进剂转化为气态推进剂的功能，可以满足未来其他试验系统对气态推进剂的使用，极大的扩展了试验系统的多功能性；
[0010](4)本发明的燃料输运系统和氧化剂输运系统中，将低温低压储槽与低温高压储罐通过中间过渡进行连接，可以实现在两个储罐在一定的条件下进行互相的补给，防止了在试验的过程中，由于单独使用一个储罐造成推进剂不足的状况；
[0011](5)本发明的燃料输运系统和氧化剂输运系统中，可以单独进行推力室试验、涡轮泵试验，亦可进行推力室和涡轮泵的整机连试，单独测试推力室时，利用增压系统和使用高压储罐即可达到要求，单独测试涡轮泵时，使用低压储槽或低压储槽和高压储罐并联使用就可满足要求。因此本系统对高低压系统进行整合，达到了预期的目标。
【附图说明】
[0012]图1是本发明的系统原理图；
[0013]图中:
[0014]AOO-手动截止阀AOl-高压氮气储罐A02-压力传感器A03-手动截止阀
[0015]A04-气动截止阀A05-过滤器 A06-手动截止阀A07-手动截止阀
[0016]A08-手动截止阀A09-压力表 AlO-手动截止阀All-减压器
[0017]A12-压力表A13-手动截止阀 A14-手动截止阀A15-气体稳定器
[0018]A16-手动截止阀A17-减压器 A18-压力表A19-手动截止阀
[0019]A20-手动截止阀A21-气动截止阀 A22-压力表A23-减压器
[0020]A24-压力传感器 A25-压力表 A26-手动截止阀A27-气动截止阀
[0021]A28-气动截止阀A29-气动截止阀 A30-压力表A31-减压器
[0022]A32-手动截止阀A33-压力表 A34-压力传感器A35-气动截止阀
[0023]A36-气动截止阀BOl-高压气氧储罐B02-单向阀B03-气动截止阀
[0024]B04-汽化器B05-手动截止阀 B06-液氧泵B07-手动截止阀
[0025]B08-手动截止阀B09-低压液氧储槽BlO-手动截止阀Bll-手动截止阀
[0026]B12-手动截止阀B13-手动截止阀 B14-手动截止阀B15-手动截止阀
[0027]B16-单向阀B17-高压液氧储罐B18-温度传感器B19-压力传感器
[0028]B20-气动截止阀B21-温度传感器 B22-压力传感器B23-气动截止阀
[0029]B24-流量计B25-安全阀 B26-手动截止阀B27-手动截止阀
[0030]B28-手动截止阀B29-过滤器 B30-压力传感器B31-温度传感器
[0031]B32-气动截止阀B33-气动截止阀 B34-波纹管B35-气动截止阀
[0032]B36-波纹管B37-气动截止阀 B38-波纹管B39-气动截止阀
[0033]B40-气动截止阀B41-气动截止阀 COl-高压气甲烷储罐C02-单向阀
[0034]C03-气动截止阀C04-汽化器 C05-手动截止阀C06-液甲烷泵
[0035]C07-手动截止阀C08-手动截止阀C09-低压液甲烷储槽ClO-手动截止阀
[0036]Cll-手动截止阀C12-手动截止阀C13-手动截止阀C14-手动截止阀
[0037]C15-手动截止阀C16-单向阀C17-高压液甲烷储罐C18-温度传感器
[0038]C19-压力传感器C20-气动截止阀C21-温度传感器C22-压力传感器
[0039]C23-气动截止阀C24-流量计C25-安全阀C26-手动截止阀
[0040]C27-手动截止阀C28-手动截止阀C29-过滤器C30-压力传感器
[0041]C31-温度传感器C32-气动截止阀C33-气动截止阀C34-波纹管
[0042]C35-气动截止阀C36-波纹管C37-气动截止阀C38-气动截止阀
[0043]C39-气动截止阀C40-波纹管
【具体实施方式】
[0044]下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
[0045]本发明是一种适用于大型低温液体火箭发动机试验供应系统，包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。
[0046]燃料增压系统和氧化剂增压系统由氮气系统来承担。氮气系统另外还承担了整体系统的所有气动阀门开启的操纵气以及试验过程中的吹扫气。图1中，高压氮气储罐AOI与手动截止阀A00、压力传感器A02和气动截止阀A04、手动截止阀A03相连接，过滤器A05 —端连接气动截止阀A04和手动截止阀A03，另一端分为一个三通，连接手动截止阀A06和手动截止阀A07，手动截止阀A07后连接压力表A09、手动截止阀A08、手动截止阀AlO以及手动截止阀A16，手动截止阀AlO后连接减压器All，减压器All另一端分为四通连接压力表A12、手动截止阀A13以及手动截止阀A14，手动截止阀A14后连接气体稳定器A15，此条氮气通道为所有的气动截止阀提供操纵气体，手动截止阀A16后连接减压器A17，减压器A17后分四通，分别连接压力表A18、手动截止阀A19以及手动截止阀A20，此条通道为试验过程中提供吹扫气体。过滤器A05后另外添加一个三通，分别连接气动截止阀A21和气动截止阀A29，气动截止阀A21后连接压力表A22和减压器A23，减压器A23后顺次连接压力传感器A24、压力表A25、手动截止阀A26以及气动截止阀A27，气动截止阀A27后连接气动截止阀A28和高压液氧储罐B17，至此氧化剂增压系统完毕。气动截止阀A29后分别连接压力表A30和减压器A31，减压器A31后顺次连接手动截止阀A32、