一种液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统的制作方法

本申请涉及液体火箭增压输送系统，尤其涉及一种液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统。

背景技术：

1、液体火箭增压输送系统为火箭发动机入口提供一定压力、一定温度的推进剂。液体火箭增压输送系统分为增压系统和输送系统。输送系统主要是指从贮箱到发动机之间的管路、阀门。增压系统指给贮箱气枕增压的系统。全系统冷流试验是将增压系统、贮箱、输送系统全部结合到一起的全系统大型试验，是系统中各产品状态确认后的系统级试验，该试验包含增压部分和输送排放部分，是增压系统和输送系统的首次合体。全系统冷流试验的规模较大，试验工况较多，试验系统复杂。试验通过模拟排液过程验证全系统的正确性、合理性和匹配性，验证增压系统工作可靠性，并对系统的压力、温度和流阻等相关参数进行测量。

2、全系统冷流试验的主要目的是考核液体火箭增压与输送的匹配性，考核贮气装置的增压能力，验证全工作流程上增压系统设计的正确性。泵压式增压输送系统的主要作用之一就是保证贮箱气枕压力在合理的设计范围内。影响贮箱气枕压力变化的主要因素是由于推进剂的排出使得气枕容积变化率和气枕初始容积改变，所以冷流试验的主要作用就是通过试验，确定气瓶增压系统方案、参数的正确性。

3、全系统冷流试验是在火箭发动机不点火的情况下,模拟火箭飞行过程中增压输送系统的工作情况，一方面由于发动机的推进剂消耗流量很大，贮箱压力较快，贮箱液位高度不断下降，增压气瓶的温度和压力均不断下降，是一个多部件多参数耦合变化的过程。在发动机不点火的情况下，传统的试验系统很难真实全面模拟这一过程，或者只模拟其中的一部分内容。

4、因此，目前亟需解决的技术问题是：如何需要搭建一套集贮箱、增压系统、输送系统(含流量调节和控制)于一体的试验系统，以在发动机不点火的情况下，全面模拟全系统冷流试验，提高试验真实可靠性。

技术实现思路

1、本申请的目的在于提供一种液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，以在发动机不点火的情况下，全面模拟全系统冷流试验，提高试验真实可靠性。

2、为达到上述目的，本申请提供一种液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，该系统包括：贮箱、增压系统、输送系统和水箱；所述贮箱内容置有液体；所述增压系统与所述贮箱的顶端连通；所述增压系统用于向所述贮箱增加压力；所述输送系统包括排液管路和液体排放限流装置；所述液体排放限流装置设置在所述排液管路上；所述排液管路的一端与所述贮箱的底端连通，另一端伸入所述水箱内；所述排液管路用于将所述贮箱内的液体输送到所述水箱内；所述液体排放限流装置，用于控制所述贮箱内液体的排放流量。

3、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述液体排放限流装置包括液体流量计和气动调节阀；所述液体流量计和所述气动调节阀均设置在排液管路上；所述液体流量计，实时检测所述贮箱的液体排放实际流量，并将液体排放实际流量传输给所述气动调节阀；所述气动调节阀，根据所述液体排放实际流量与预先设定的目标流量的差值，调整气动调节阀开度。

4、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述液体排放限流装置包括液体限流孔板；所述液体限流孔板设置在所述排液管路的末端；所述液体限流孔板用于对所述贮箱的液体进行限流。

5、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述贮箱的顶端还连通有排气管路；所述排气管路上设置有排气阀；所述排气阀用于控制所述贮箱排气；所述排气管路远离所述贮箱的一端设置有气体孔板；所述气体孔板，用于限制所述贮箱的排气流量。

6、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述水箱与所述贮箱之间连通有加注管路；所述加注管路上设置有液体加注泵；所述液体加注泵用于将所述水箱内的液体加注到所述贮箱内。

7、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述贮箱设置液位变送器；所述液位变送器，用于实时监测所述贮箱的液位。

8、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述增压系统包括气瓶和增压管路；所述增压管路一端与所述贮箱连通；另一端与所述气瓶的出气口连通。

9、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述增压管路上设置有气体流量计。

10、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述排液管路和所述增压管路上设置有多个压力传感器和温度传感器。

11、如上所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其中，所述贮箱的顶端设置有贮箱气枕压力传感器；所述贮箱气枕压力传感器用于监测贮箱气枕压力。

12、本申请实现的有益效果如下：

13、(1)本申请提出的试验时序，实现贮箱、增压系统、输送系统、地面供配气系统的首次协同，在动力系统试车和飞行前，提前对增压系统、输送系统进行全面验证，获取试验数据，得到系统性能参数。

14、(2)本申请试验系统集成了通过液体限流孔板、气动调节阀两种不同的方式模拟排液过程，试验时可根据具体需求进行不同的选择，而无需对试验系统进行改造，简单易行。

15、(3)本申请试验系统还可实现通过采用排气的方式模拟贮箱排液，以等体积流量排出贮箱内气体，模拟贮箱排液过程，实现对增压系统的验证。在方案设计前期，无需搭建复杂的排液系统条件下，可采用该方式对增压系统进行提前验证，提高试验效率。

16、(4)本申请通过液体限流孔板限流时，将液体限流孔板安装于排液管路末端且保证液体限流孔板始终处于大气中，确保排液流量与液体限流孔板背压无关，简单的孔板结构实现了较复杂气蚀管才能达到的效果。

17、(5)本申请试验系统采用水代替贮箱真实推进剂进行模拟，并设置水箱对贮箱的排水进行收集，循环利用，不仅经济且节约资源，还能够在短时间内进行多工况的试验，试验效率较高。

技术特征：

1.一种液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，该系统包括：贮箱、增压系统、输送系统和水箱；

2.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述液体排放限流装置包括液体流量计和气动调节阀；

3.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述液体排放限流装置包括液体限流孔板；

4.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述贮箱的顶端还连通有排气管路；

5.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述水箱与所述贮箱之间连通有加注管路；

6.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述贮箱设置液位变送器；所述液位变送器，用于实时监测所述贮箱的液位。

7.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述增压系统包括气瓶和增压管路；

8.根据权利要求7所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述增压管路上设置有气体流量计。

9.根据权利要求7所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述排液管路和所述增压管路上设置有多个压力传感器和温度传感器。

10.根据权利要求1所述的液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，其特征在于，所述贮箱的顶端设置有贮箱气枕压力传感器；

技术总结
本申请提供一种液体火箭增压输送系统全系统冷流试验系统，该系统包括：贮箱、增压系统、输送系统和水箱；贮箱内容置有液体；增压系统与贮箱的顶端连通；增压系统用于向贮箱增加压力；输送系统包括排液管路和液体排放限流装置；液体排放限流装置设置在排液管路上；排液管路的一端与贮箱的底端连通，另一端伸入水箱内；排液管路用于将贮箱内的液体输送到水箱内；液体排放限流装置，用于控制贮箱内液体的排放流量。本申请在发动机不点火的情况下，全面模拟全系统冷流试验，提高试验真实可靠性。

技术研发人员：王鹏,明爱珍,王强,娄宏伟,郄旭,周健,吕超
受保护的技术使用者：广州中科宇航探索技术有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15