本发明涉及液体火箭发动机领域，尤其液体火箭发动机推力室试验方法，具体来说就是一种大推力液体火箭(10吨级(含)以上)发动机推力室试验装置及方法。
背景技术：
推力室作为液体火箭发动机的核心组件之一，其性能及可靠性极大地影响发动机整机及运载器的飞行安全，因此，推力室的设计和试验是世界各国研制液体火箭发动机的重要环节。
现有技术中，一般采用挤压试验方案进行液体火箭发动机推力室试验，进入推力室的氧化剂和燃料均为单路供应，推进剂流量主要通过控制气蚀管的入口压力和温度来控制。这种方法目前主要应用于小推力量级液体火箭发动机推力室试车(试车是指试验样品在投入使用或生产前进行的试运转，目的是检验其精度、性能、可靠性等指标是否达到技术性能要求)。对于大推力液体火箭发动机，国内外目前的试验方法主要有两种，一种是进行缩尺件的挤压试验；另一种是采用全尺寸件进行挤压试验。这两种试验方法的原理与现有小推力量级推力室相同。
目前国内现有型号大推力液体火箭发动机推力室均采用缩尺件进行试验，即采用一个或几个喷嘴(喷嘴是推力室喷注器的基本单元)构成的缩尺件进行试验，该试验方法可以较好地验证推力室喷嘴的性能，但不能准确反映出数量众多的喷嘴排列及分布形式对推力室喷注器整体性能的影响；同时由于缩尺件和实际产品结构在尺寸及换热面积方面差异巨大，缩尺件试验不能准确的反映出推力室冷却结构设计是否能满足使用要求，因此推力室采用这种试验方法在早期很少暴露推力室设计中可能存在的问题，只有当推力室交付发动机进行整机试车时相关问题才会暴露出来，这无形中延长了发动机整机研制时间。
大推力液体火箭发动机全尺寸推力室试验方法，一般是推力室直接起动到试验工况，这种起动方法对推力室喷注器原始设计的可靠性、推力室点火时序及试车用阀门的一致性要求很高，流量供应和点火时序控制不好，极易造成推力室在起动过程中烧蚀或烧穿，严重时可能在起动点火过程中发生推力室爆炸，试验风险极高。
因此，本领域技术人员亟需研发一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法，降低推力室起动风险，真实、准确地获得推力室的性能数据，缩短推力室及发动机研制周期。
技术实现要素：
有鉴于此，本发明要解决的技术问题在于提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法，解决了现有技术中大推力液体火箭发动机推力室试验时，试验风险高，无法真实、准确地获得推力室的性能数据，推力室及发动机研制周期长的问题。
为了解决上述技术问题，本发明的具体实施方式提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置，包括：推力室，用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器，设置在所述推力室氧化剂供应端，用于触发氧化剂与燃料反应；氧旁路，设置在所述推力室氧化剂供应端，用于所述点火器点火启动阶段向所述推力室供应氧化剂；氧主路，设置在所述推力室氧化剂供应端，用于所述推力室正常运转后与所述氧旁路一起向所述推力室供应氧化剂；燃料旁路，设置在所述推力室燃料供应端，用于所述点火器点火启动阶段向所述推力室供应燃料；燃料主路，设置在所述推力室燃料供应端，用于所述推力室正常运转后与所述燃料旁路一起向所述推力室供应燃料。
本发明的具体实施方式还提供一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法，包括：点火器产生的高温气体进入推力室；打开第二氧化剂阀，氧化剂开始通过氧旁路进入所述推力室；打开第二燃料阀，燃料开始通过燃料旁路进入所述推力室；打开第一燃料阀，燃料同时通过燃料主路和所述燃料旁路进入所述推力室；打开第一氧化剂阀，氧化剂同时通过氧主路和所述氧旁路进入所述推力室。
根据本发明的上述具体实施方式可知，大推力液体火箭发动机推力室试验装置及方法至少具有以下有益效果：在推力室传统挤压试车方案的基础上，在推力室氧化剂和燃料供应路分别设置旁路和主路；在旁路和主路上均设置有用于控制流量的气蚀管；在主路和旁路之间各设置有一个用于控制主路流量供应的截止阀。推力室起动点火时工作在初级工况，此时仅旁路工作；起动完成后打开主路氧化剂和燃料供应，推力室由初级工况转入主级工况，主级工况状态下，旁路和主路同时工作。
采用分级起动方案可大幅降低推力室的试验风险；采用富氧点火时序和点火器流量占比，可确保推力室可靠、平稳点火；推力室在起动点火过程无明显冲击；采用转级时序，可确保推力室由初级工况向主级工况快速平稳过渡；采用关机时序，可确保推力室安全、平稳关机，同时避免关机过程中烧蚀。另外，本方案中的推力室起动点火时序、转级时序和关机时序等可直接用于液体火箭发动机整机试车。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本发明所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本发明的说明书的一部分，其绘示了本发明的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本发明的原理。
图1为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例一的结构示意图。
图2为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例二的结构示意图。
图3为本发明具体实施方式提供的一种氧化剂高压泄出管路的结构示意图。
图4为本发明具体实施方式提供的一种燃料高压泄出管路的结构示意图。
图5为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例三的结构示意图。
图6为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例四的结构示意图。
图7为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例一的流程图。
图8为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例二的流程图。
图9为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例三的流程图。
图10为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例四的流程图。
附图标记说明：
1推力室2点火器
3氧旁路4氧主路
5燃料旁路6燃料主路
7氧化剂泄出管路701氧化剂泄出阀
8氧化剂吹除单向阀9燃料泄出管路
901燃料泄出阀10燃料吹除单向阀
23氧化剂高压泄出管路2301氧化剂高压泄出阀
2302氧化剂高压泄出节流圈24燃料高压泄出管路
2401燃料高压泄出阀2402燃料高压泄出节流圈
11第一氧化剂阀12第一燃料阀
13第二氧化剂阀14第二燃料阀
15氧化剂供应管路16氧化剂过滤器
17燃料供应管路18燃料过滤器
19氧旁路气蚀管20氧主路气蚀管
21燃料旁路气蚀管22燃料主路气蚀管
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本发明所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本发明内容的实施例后，当可由本发明内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本发明内容的精神与范围。
本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本发明，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
图1为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例一的结构示意图，如图1所示，在推力室氧化剂供应端设置氧旁路和氧主路，在点火启动阶段(初级工况)仅有氧旁路向推力室供应氧化剂，在推力室正常运转(主级工况或额定工况)后，氧旁路和氧主路同时向推力室供应氧化剂；在推力室燃料供应端设置燃料旁路和燃料主路，在点火启动阶段(初级工况)仅有燃料旁路向推力室供应燃料，在推力室正常运转(主级工况)后，燃料旁路和燃料主路同时向推力室供应燃料。
该附图所示的具体实施方式中，大推力液体火箭发动机推力室试验装置包括：推力室1、点火器2、氧旁路3、氧主路4、燃料旁路5和燃料主路6。其中，推力室1用于为氧化剂与燃料反应提供场所；点火器2设置在所述推力室1氧化剂供应端，点火器2用于触发氧化剂与燃料反应，点火器2若采用火药点火或火炬点火时，点火燃气流量为推力室1额定流量的0.1％～1.5％，可确保推力室1可靠、平稳点火，推力室1在起动点火过程无明显冲击；氧旁路3设置在所述推力室1氧化剂供应端，氧旁路3用于所述点火器2点火启动阶段向所述推力室1供应氧化剂；氧主路4设置在所述推力室1氧化剂供应端，氧主路4用于所述推力室1正常运转后与所述氧旁路3一起向所述推力室1供应氧化剂；燃料旁路5设置在所述推力室1燃料供应端，燃料旁路5用于所述点火器2点火启动阶段向所述推力室1供应燃料；燃料主路6设置在所述推力室1燃料供应端，燃料主路6用于所述推力室1正常运转后与所述燃料旁路5一起向所述推力室1供应燃料。优选地，初级工况的氧化剂或燃料的流量为额定工况的氧化剂或燃料的流量10％～65％。点火器2可采用火药点火、火炬点火和等离子点火等，当采用火药点火和火炬点火方案时，点火器2流量应控制在推力室额定工况推进剂流量的0.1％～1.5％，以确保推力室1可靠点火，同时保证点火器2和推力室1共同工作时推力室1工作平稳。
参见图2，实现大推力液体火箭发动机推力室(10吨级以上)试验，分级启动能够降低推力室1起动风险，真实、准确的获得推力室1的性能数据，缩短推力室1及发动机研制周期。
图2为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例二的结构示意图，如图2所示，在推力室氧化剂供应端设置氧化剂泄出管路和氧化剂吹除单向阀，通过氧化剂泄出管路吹除氧旁路和氧主路中剩余的氧化剂；在推力室燃料供应端设置燃料泄出管路和燃料吹除单向阀，通过燃料泄出管路吹除燃料旁路和燃料主路中剩余的燃料。
该附图所示的具体实施方式中，大推力液体火箭发动机推力室试验装置还包括：氧化剂泄出管路7、氧化剂吹除单向阀8、燃料泄出管路9和燃料吹除单向阀10。其中，氧化剂泄出管路7设置在所述推力室1氧化剂供应端，氧化剂泄出管路7用于泄出所述氧旁路3和所述氧主路4中剩余的氧化剂，其中，所述氧化剂泄出管路7上设置有氧化剂泄出阀701；氧化剂吹除单向阀8设置在所述推力室1氧化剂供应端，氧化剂吹除单向阀8用于将所述氧旁路3和所述氧主路4中剩余的氧化剂通过所述氧化剂泄出管路7吹除；燃料泄出管路9设置在所述推力室1燃料供应端，燃料泄出管路9用于泄出所述燃料旁路5和所述燃料主路6中剩余的燃料，其中，所述燃料泄出管路9上设置有燃料泄出阀901；燃料吹除单向阀10设置在所述推力室1燃料供应端，燃料吹除单向阀10用于将所述燃料旁路5和所述燃料主路6中剩余的燃料通过所述燃料泄出管路9吹除。优选地，对于低温推进剂，氧化剂吹除单向阀8和燃料吹除单向阀10还能够防止推进剂(氧化剂和燃料)预冷过程中水气反浸结冰引起阀门卡滞和喷嘴堵塞。
参见图2，试车实验完成后，推力室1氧化剂供应端停止供应氧化剂(例如氧气等)，通过氧化剂泄出管路吹除氧旁路和氧主路中剩余的氧化剂，减小氧路关机水击(在有压管道中，流体流速发生急剧变化所引起的压强大幅度波动的现象称为水击)；推力室1燃料供应端停止供应燃料，通过燃料泄出管路吹除燃料旁路和燃料主路中剩余的燃料，减小燃料路关机水击，可确保推力室安全、平稳关机，同时避免关机过程中烧蚀。
图3为本发明具体实施方式提供的一种氧化剂高压泄出管路的结构示意图；图4为本发明具体实施方式提供的一种燃料高压泄出管路的结构示意图，如图3、图4所示，当推力室所用推进剂(氧化剂和燃料)为低温推进剂时(如液氧液氢、液氧甲烷等低温推进剂)，在现有低压泄出管路的基础上再并联一个高压泄出管路，防止推进剂贮箱液位下降较快，影响推力室试验时间。
该附图所示的具体实施方式中，大推力液体火箭发动机推力室试验装置还包括氧化剂高压泄出管路23和燃料高压泄出管路24。其中，氧化剂高压泄出管路23与所述氧化剂泄出管路7并联连接，氧化剂高压泄出管路23用于泄出所述氧旁路3和所述氧主路4中的氧化剂，其中，所述氧化剂高压泄出管路23上设置有氧化剂高压泄出阀2301和氧化剂高压泄出节流圈2302；燃料高压泄出管路24与所述燃料泄出管路9并联连接，燃料高压泄出管路24用于泄出所述燃料旁路5和所述燃料主路6中的燃料，其中，所述燃料高压泄出管路24上设置有燃料高压泄出阀2401和燃料高压泄出节流圈2402。在试车之前，仅打开氧化剂高压泄出阀2301和燃料高压泄出阀2401，氧化剂高压泄出节流圈2302控制氧化剂的泄出流量，燃料高压泄出节流圈2402控制燃料的泄出流量。
参见图4，低温推进剂在增压过程及高压静置过程中，温度会升高，为保证试车时气蚀管入口温度条件，此时会再次打开推进剂泄出阀，通过过流降低气蚀管入口温度。若仅设置低压泄出管路，由于试车前气蚀管入口压力较高，低压泄出管路无节流元件，低压泄出阀打开后，泄出流量等于气蚀管流量，推进剂泄出流量大，导致推进剂贮箱液位下降较快，影响推力室试验时间；当液位下降过多时，还要再次进行推进剂补充等操作，严重影响试验效率并增加了试验成本。而在低压泄出管路的基础上，增加高压泄出管路，试车前仅打开高压泄出阀，此时推力剂的泄出流量主要由节流圈控制，泄出流量远小于无节流圈的低压泄出管路，由此达到延长推力室试车时间和提高试验效率的目的。
图5为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例三的结构示意图，如图5所示，第一氧化剂阀和第一燃料阀控制推力室由初级工况向主级工况转级，或者由主级工况向初级工况转级；第二氧化剂阀和第二燃料阀控制推进剂是否进入推力室。
该附图所示的具体实施方式中，大推力液体火箭发动机推力室试验装置还包括第一氧化剂阀11、第一燃料阀12、第二氧化剂阀13和第二燃料阀14。其中，第一氧化剂阀11设置在所述氧旁路3和所述氧主路4之间，第一氧化剂阀11用于控制所述氧主路4向所述推力室1供应氧化剂；第一燃料阀12设置在所述燃料旁路5和所述燃料主路6之间，第一燃料阀12用于控制所述燃料主路6向所述推力室1供应燃料；第二氧化剂阀13设置在所述氧旁路3和所述推力室1之间，第二氧化剂阀13用于控制所述氧旁路3和所述氧主路4向所述推力室1供应氧化剂，其中，所述氧旁路3和所述氧主路4在所述推力室1氧化剂供应端处连通；第二燃料阀14设置在所述燃料主路6和所述推力室1之间，第二燃料阀14用于控制所述燃料旁路和所述燃料主路向所述推力室供应燃料，其中，所述燃料旁路5和所述燃料主路6在所述推力室1燃料供应端处连通。
进一步地，推力室试验由初级工况向主级工况转级时，第一燃料阀12打开时间较第一氧化剂阀11打开时间早0.02～1s；推力室试验由主级工况向初级工况转级时，第一燃料阀12关闭时间较第一氧化剂阀11关闭时间晚0.02～1s；推力室试验关机时，第二氧化剂阀13较第二燃料阀14关闭时间早0.05～1s。
对于富氧燃烧的推力室1(即氧化剂与燃料质量流量之比低于化学当量比)，转级过程和关机过程阀门动作时序相反，即推力室由初级工况向主级工况转级时，第一燃料阀12较第一氧化剂阀11打开时间晚0.02～1s；由主级工况向初级工况转级时，第一燃料阀12较第一氧化剂阀11关闭时间早0.02～1s；关机时，第二燃料阀14较第二氧化剂阀13关机时间早0.05～1s。富氧点火时序和点火器流量占比，可确保推力室1可靠、平稳点火；推力室1在起动点火过程无明显冲击。
参见图5，转级时序，可确保推力室1由初级工况向主级工况快速平稳过渡；关机时序，可确保推力室1安全、平稳关机，同时避免关机过程中烧蚀；并且推力室1起动点火时序、转级时序和关机时序等可直接用于液体火箭发动机整机试车。
图6为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验装置的实施例四的结构示意图，如图6所示，氧化剂过滤器过滤通过氧化剂供应管路的氧化剂中的杂质，燃料过滤器过滤通过燃料供应管路的燃料中的杂质。气蚀管控制推进剂(氧化剂和燃料)的流量。
该附图所示的具体实施方式中，大推力液体火箭发动机推力室试验装置还包括：氧化剂供应管路15、氧化剂过滤器16、燃料供应管路17、燃料过滤器18、氧旁路气蚀管19、氧主路气蚀管20、燃料旁路气蚀管21和燃料主路气蚀管22。其中，氧化剂供应管路15与所述氧旁路3连通，氧化剂供应管路15用于给所述氧旁路3供应氧化剂；氧化剂过滤器16设置在所述氧化剂供应管路15上，氧化剂过滤器16用于过滤氧化剂中的杂质；燃料供应管路17与所述燃料旁路5连通，燃料供应管路17用于给所述燃料旁路5供应燃料；燃料过滤器18设置在所述燃料供应管路17上，燃料过滤器18用于过滤燃料中的杂质；氧旁路气蚀管19设置在所述氧旁路3上，氧旁路气蚀管19用于控制所述氧旁路3中氧化剂的流量；氧主路气蚀管20设置在所述氧主路4上，氧主路气蚀管20用于控制所述氧主路4中氧化剂的流量；燃料旁路气蚀管21设置在所述燃料旁路5上，燃料旁路气蚀管21用于控制所述燃料旁路5中燃料的流量；燃料主路气蚀管22设置在所述燃料主路6上，燃料主路气蚀管22用于控制所述燃料主路6中燃料的流量。推力室1初级工况推进剂流量为额定工况推进剂流量的10％～65％，推力越大，初级工况流量占比越小；推力越小，流量占比越大。
进一步地，氧化剂过滤器16和燃料过滤器18均采用70μm及以下的过滤网过滤，防止推进剂中的多余物引起阀门卡滞或其它故障。氧旁路气蚀管19、氧主路气蚀管20、燃料旁路气蚀管21和燃料主路气蚀管22内型面加工及试验均可参照航天标准qj1783a-96《液体火箭发动机汽蚀文氏管通用规范》执行。
优选地，氧化剂或的燃料流量均可由公式
参见图6，分级起动方案可大幅降低推力室1的试验风险，推力室1起动点火时序、转级时序和关机时序等可直接用于液体火箭发动机整机试车。
图7为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例一的流程图，如图7所示的方法可以应用到图1～图6所示的装置中，点火器通电，高温气体进入推力室，打开第二氧化剂阀和第二燃料阀，氧化剂和燃料通过旁路进入推力室；打开第一燃料阀和第一氧化剂阀，氧化剂和燃料通过旁路和主路进入推力室，推力室由初级工况转至主级工况。
该附图所示的具体实施方式中，大推力液体火箭发动机推力室试验方法包括：
s101：点火器产生的高温气体进入推力室。本发明的实施例中，点火器可采用火药点火、火炬点火和等离子点火等，当采用火药点火和火炬点火方案时，点火器流量应控制在推力室额定工况推进剂流量的0.1％～1.5％，以确保推力室可靠点火，同时保证点火器和推力室共同工作时推力室工作平稳。
s102：打开第二氧化剂阀，氧化剂开始通过氧旁路进入所述推力室。本发明的实施例中，c1口通气，打开第二氧化剂阀，氧化剂开始通过氧旁路进入推力室。
s103：打开第二燃料阀，燃料开始通过燃料旁路进入所述推力室。本发明的实施例中，c2口通气，打开第二燃料阀，燃料开始通过燃料旁路进入推力室。打开第二燃料阀的时间比打开第二氧化剂阀的时间晚0.05s～0.5s。如果所述推力室为富氧燃烧推力室，打开所述第二燃料阀的时间比打开所述第二氧化剂阀的时间晚0.02s～1s。
s104：打开第一燃料阀，燃料同时通过燃料主路和所述燃料旁路进入所述推力室。本发明的实施例中，c4口通气，打开第一燃料阀，燃料同时通过燃料主路和燃料旁路进入推力室。
s105：打开第一氧化剂阀，氧化剂同时通过氧主路和所述氧旁路进入所述推力室。本发明的实施例中，c3口通气，氧化剂同时通过氧主路和氧旁路进入推力室，推力室由初级工况转至主级工况。打开所述第一氧化剂阀的时间比打开所述第一燃料阀的时间晚0.02s～1s。如果所述推力室为富氧燃烧推力室，打开所述第一氧化剂阀的时间比打开所述第一燃料阀的时间早0.02s～1s。
参见图7，分级起动方案可大幅降低推力室的试验风险；富氧点火时序和点火器流量占比，可确保推力室可靠、平稳点火；推力室在起动点火过程无明显冲击；转级时序，可确保推力室由初级工况向主级工况快速平稳过渡。
图8为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例二的流程图，如图8所示，点火器产生的高温气体进入推力室的之前，将氧化剂填充至第二氧化剂阀前，并将燃料填充至第二燃料阀前；对氧化剂和燃料加压、加温，准备起动。
该附图所示的具体实施方式中，在步骤s101之前，大推力液体火箭发动机推力室试验方法还包括：
s97：打开第一氧化剂阀和氧化剂泄出阀，将氧化剂填充至第二氧化剂阀前。本发明的实施例中，c3和c5口通气，打开第一氧化剂阀和氧化剂泄出阀，将氧化剂填充至第二氧化剂阀前。
s98：打开第一燃料阀和燃料泄出阀，将燃料填充至第二燃料阀前。本发明的实施例中，c4和c6口通气，打开第一燃料阀和燃料泄出阀，将燃料填充至第二燃料阀前。
s99：关闭所述第一氧化剂阀和所述氧化剂泄出阀，通过氧化剂供应管路供应预定压力和预定温度的氧化剂。本发明的实施例中，使氧化剂入口ox1压力和温度达到设计要求。
s100：关闭所述第一燃料阀和所述燃料泄出阀，通过燃料供应管路供应预定压力和预定温度的燃料。本发明的实施例中，使燃料入口f1压力和温度达到设计要求。
参见图8，点火之前，将氧化剂填充至第二氧化剂阀前，并将燃料填充至第二燃料阀前，对氧化剂和燃料加压、加温后，准备起动，实验安全性高。
图9为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例三的流程图，如图9所示，打开第一氧化剂阀和氧化剂泄出阀，将氧化剂填充至第二氧化剂阀前的步骤之前，对氧化剂和燃料供应管路进行氮气转换。
该附图所示的具体实施方式中，步骤s97之前，大推力液体火箭发动机推力室试验方法还包括：
s96：对氧旁路、氧主路、燃料旁路、燃料主路、氧化剂供应管路和燃料供应管路进行氮气转换。本发明的实施例中，试车当天对氧化剂和燃料供应管路(如氧旁路、氧主路、燃料旁路、燃料主路、氧化剂供应管路和燃料供应管路等)进行氮气置换，防止推进剂供应管路中残存的水蒸气等超标，导致预冷过程中结冰而引发试车故障。
参见图9，对氧化剂和燃料供应管路进行氮气置换，防止推进剂供应管路中残存的水蒸气等超标，导致预冷过程中结冰而引发试车故障。
图10为本发明具体实施方式提供的一种大推力液体火箭发动机推力室试验方法的实施例四的流程图，如图10所示，推力室达到预定试验时间后，关闭第一氧化剂阀和第一燃料阀，然后关闭第二氧化剂阀和第二燃料阀，吹除氧化剂供应管路中剩余的氧化剂，吹除燃料供应管路中剩余的燃料。
该附图所示的具体实施方式中，步骤s105之后，大推力液体火箭发动机推力室试验方法还包括：
s106：经过预定时间后，关闭第一氧化剂阀，氧化剂仅通过所述氧旁路进入所述推力室。本发明的实施例中，c3口撤气，关闭第一氧化剂阀，氧化剂仅通过所述氧旁路进入所述推力室。
s107：关闭第一燃料阀，燃料仅通过所述燃料旁路进入所述推力室。本发明的实施例中，c4口撤气，关闭第一燃料阀，燃料仅通过所述燃料旁路进入所述推力室。关闭所述第一燃料阀的时间比关闭所述第一氧化剂阀的时间晚0.02s～1s；如果所述推力室为富氧燃烧推力室，关闭所述第一燃料阀的时间比关闭所述第一氧化剂阀的时间早0.02s～1s。
s108：关闭第二氧化剂阀，停止给所述推力室供应氧化剂，同时打开氧化剂吹除单向阀和氧化剂泄出阀，吹除所述氧化剂泄出管路中剩余的氧化剂。本发明的实施例中，c1口撤气，关闭第二氧化剂阀，b1口通气，打开氧化剂吹除单向阀，吹除所述氧化剂泄出管路中剩余的氧化剂；同时c5口通气，打开氧化剂泄出阀，减小氧化剂泄出管路关机水击。
s109：关闭第二燃料阀，停止给所述推力室供应燃料，同时打开燃料吹除单向阀和燃料泄出阀，吹除所述燃料泄出管路中剩余的燃料。本发明的实施例中，c2口撤气，关闭第二燃料阀，b2口通气，打开燃料吹除单向阀，同时c6口通气，打开燃料泄出阀，减小燃料泄出管路关机水击。关闭所述第二燃料阀的时间比关闭所述第二氧化剂阀的时间晚0.05s～1s；如果所述推力室为富氧燃烧推力室，关闭所述第二燃料阀的时间比关闭所述第二氧化剂阀的时间早0.05s～1s。
s110：关闭所述氧化剂泄出阀和所述燃料泄出阀，通过所述氧化剂吹除单向阀和所述燃料吹除单向阀吹除所述推力室内残留的氧化剂和燃料。本发明的实施例中，b1和b2口通气，通过所述氧化剂吹除单向阀和所述燃料吹除单向阀对推力室内剩余的氧化剂和燃料进行吹除。
参见图10，关机时序，可确保推力室安全、平稳关机，同时避免关机过程中烧蚀，可大幅降低推力室的试验风险；推力室起动点火时序、转级时序和关机时序等可直接用于液体火箭发动机整机试车。
本发明的其它具体实施方式中，在步骤s110之后，大推力液体火箭发动机推力室试验方法还可以包括以下步骤：试验现场确认安全后，检查试验设备的外观；若试验设备完好，如需要重复性试车，则重复步骤s99～s110，否则进入下一步操作；泄出第二氧化剂阀前管路中残存氧化剂；泄出第二燃料阀前管路中残存燃料；对于低温推进剂，可通过氮气或热氮气对推力室及阀门表面进行吹除，加速产品回温，要求氧头腔(氧化剂泄出管路)和燃料头腔(燃料泄出管路)温度不低于273k，产品表面无霜及水气凝结；b1和b2口撤气，关闭推力室氧头腔和燃料头腔吹除；c5、c6口撤气，关闭氧化剂泄出阀和燃料泄出阀；对试验设备进行保护，防止杂物进入推力室内腔，同时进行防雨防尘等维护，试验工作结束。
以上所述仅为本发明示意性的具体实施方式，在不脱离本发明的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本发明保护的范围。