[發(fā)明專利]一種液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201811131142.6
• 申請日: 2018-09-27
• 公開（公告）號: CN109057996A
• 公開（公告）日: 2018-12-21
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 姬威信;田原;王召;王仙;趙世紅;孫紀(jì)國;許曉勇;王娟;聶嵩;牛旭東;王天泰;劉瀟
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航天動力研究所
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;F02K9/44;F02K9/64
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 范曉毅

一種液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，包括氧化劑管路、燃料管路、冷卻劑管路、支架；所述氧化劑管路用于向推力室提供氧化劑；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷卻劑管路向推力室提供冷卻劑以用于對推力室進行熱防護；所述支架用于支撐氧化劑管路、燃料管路、冷卻劑管路和被測的推力室；所述氧化劑管路還包括氧化劑調(diào)節(jié)元件，所述氧化劑調(diào)節(jié)元件用于調(diào)整氧化劑管路向被測推力室提供的氧化劑流量和氧化劑壓力；所述燃料管路還包括燃料調(diào)節(jié)元件，所述燃料調(diào)節(jié)元件用于調(diào)整燃料管路向被測推力室提供的燃料流量和燃料壓力。本試驗裝置可以大幅縮短火箭發(fā)動機的研制周期、降低火箭發(fā)動機的研制成本、提高火箭發(fā)動機的研制效率。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，屬于液體火箭發(fā)動機領(lǐng)域。

背景技術(shù)

推力室擠壓熱試驗是液體火箭發(fā)動機推力室研制的主要手段，其具有試驗參數(shù)多、影響因素多、試驗件設(shè)計方案多的特點。現(xiàn)有技術(shù)中推力室擠壓熱試驗都是針對單個推力室開展的，為了優(yōu)選設(shè)計參數(shù)和設(shè)計方案，單個研究項目往往需要做的熱試驗次數(shù)少則十幾次，多則五十余次，試驗周期及試驗成本十分巨大，同時也十分消耗人力成本，是制約火箭發(fā)動機研制周期及效率的主要因素。目前在現(xiàn)有技術(shù)中尚未出現(xiàn)多個推力室同時開展熱試驗的方案，存在的主要問題是：(1)當(dāng)多個推力室的試驗狀態(tài)一致時，整個試驗裝置需要保證提供給多個推力室的狀態(tài)一致；(2)當(dāng)多個推力室的試驗狀態(tài)不一致時，需要有能力單獨調(diào)節(jié)每個推力室的試驗狀態(tài)。因此對于整個試驗裝置而言，一方面需要提供更多的推力室接口，另一方面還要保證氧化劑管路、燃料管路等眾多試驗條件具備靈活的調(diào)整能力。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，以大幅縮短火箭發(fā)動機的研制周期、降低火箭發(fā)動機的研制成本、提高火箭發(fā)動機的研制效率。

本發(fā)明目的通過以下技術(shù)方案予以實現(xiàn)：

一種液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述裝置能夠同時用于四個推力室的熱試驗，包括氧化劑管路、燃料管路、冷卻劑管路、支架；

所述氧化劑管路用于向推力室提供氧化劑；所述燃料管路用于向推力室提供燃料；所述冷卻劑管路向推力室提供冷卻劑以用于對推力室進行熱防護；所述支架用于支撐氧化劑管路、燃料管路、冷卻劑管路和被測的推力室；

所述氧化劑管路還包括氧化劑調(diào)節(jié)元件，所述氧化劑調(diào)節(jié)元件用于調(diào)整氧化劑管路向被測推力室提供的氧化劑流量和氧化劑壓力；

所述燃料管路還包括燃料調(diào)節(jié)元件，所述燃料調(diào)節(jié)元件用于調(diào)整燃料管路向被測推力室提供的燃料流量和燃料壓力。

上述液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述氧化劑管路向四個推力室提供的氧化劑流量和氧化劑壓力均相同；所述燃料管路向四個推力室提供的燃料流量和燃料壓力均相同。

上述液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述氧化劑管路采用兩級一分二的方式提供四個氧化劑輸出口與四個推力室的氧化劑進口連接；所述燃料管路采用兩級一分二的方式提供四個燃料輸出口與四個推力室的燃料進口連接。

上述液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述氧化劑調(diào)節(jié)元件位于氧化劑管路靠近推力室的氧化劑進口的一端；所述燃料調(diào)節(jié)元件位于燃料管路靠近推力室的燃料進口的一端。

上述液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述氧化劑管路從氧化劑管路的入口到四個氧化劑輸出口為等徑、等長度；所述燃料管路從燃料管路的入口到四個燃料輸出口為等徑、等長度。

上述液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述氧化劑調(diào)節(jié)元件為節(jié)流圈或氣蝕管；所述燃料調(diào)節(jié)元件為音速噴嘴。

上述液體火箭發(fā)動機四機并聯(lián)熱試驗裝置，所述冷卻劑管路采用兩級一分二的方式提供四個冷卻劑輸出口與四個推力室的冷卻劑進口連接；所述冷卻劑管路向四個推力室提供的冷卻劑流量和冷卻劑壓力均相同。