[發明專利]一種火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試系統及方法

有效

• 申請號: 201910958840.1
• 申請日: 2019-10-10
• 公開（公告）號: CN110657046B
• 公開（公告）日: 2020-11-10
• 發明（設計）人: 唐斌運;郭玉鳳;羅帥帥;高強;薛寧;陳雨;楊戰偉
• 申請（專利權）人: 西安航天動力試驗技術研究所
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96
• 代理公司: 西安智邦專利商標代理有限公司 61211
• 代理人: 董娜

1.一種火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試系統，其特征在于：包括第一管道(1)、試驗箱單元(2)、第二管道(3)、點火觀察接液槽(4)、高速攝像機(5)；

所述試驗箱單元(2)包括高低溫試驗箱(21)、設置在高低溫試驗箱(21)內的點火導管(22)、模擬導管(23)；

所述點火導管(22)內設置有點火劑；

所述模擬導管(23)內設置有煤油，并設置有插入式溫度測點及表面貼片式溫度測點；

所述高低溫試驗箱(21)的溫度調節能力為-70℃～+150℃；

所述第一管道(1)的進口端接擠破氣源，其出口端穿入高低溫試驗箱(21)后接點火導管(22)的進口接頭(221)；

所述第一管道(1)上沿輸送方向依次設有開關閥(11)、氮氣置換單元(13)及流量調節孔板(12)，且均位于高低溫試驗箱(21)的外部；所述氮氣置換單元(13)用于置換開關閥(11)與點火導管(22)進口接頭(221)之間的第一管道(1)內的空氣；

所述第二管道(3)的進口端接點火導管(22)的出口接頭(222)，其出口端穿出高低溫試驗箱(21)后伸入所述點火觀察接液槽(4)；

所述高速攝像機(5)用于拍攝第二管道(3)出口端的點火情況。

2.根據權利要求1所述火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試系統，其特征在于：所述點火導管(22)采用ZsF10-9點火導管，其主要性能參數如下：

點火導管(22)中點火劑的充填量260±5mL；

點火導管(22)的充填系數K＝0.89；

點火導管(22)的進口接頭(221)和出口接頭(222)為DN20臺階接頭；

點火導管(22)工作壓力30MPa，點火導管(22)擠破壓力3±0.5MPa。

3.根據權利要求1所述火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試系統，其特征在于：所述高低溫試驗箱(21)其主要性能參數如下：

溫度調節能力-70℃～+150℃；

標稱內容積1000L；

供電要求電壓為380V，功率為18kW；

提供2個DN100的管道及線纜進出口。

4.根據權利要求1至3任一所述火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試系統，其特征在于：所述開關閥(11)為B0閥；

所述流量調節孔板(12)的孔徑為1mm。

5.根據權利要求4所述火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試系統，其特征在于：所述點火導管(22)設置有壁溫測點。

6.一種火箭發動機用點火劑低溫點火能力測試方法，其特征在于，包括以下步驟：

1)將灌入試驗介質的點火導管(22)放入高低溫試驗箱(21)內；

2)將點火導管(22)的進口接頭(221)通過第一管道(1)接高低溫試驗箱(21)外的擠破氣源，其出口接頭(222)通過第二管道(3)引出至高低溫試驗箱(21)外的點火觀察接液槽(4)；

3)打開第一管道(1)上的開關閥(11)，擠破氣源對點火導管(22)進行擠破，并根據高速攝像機(5)攝像中液體擴散情況，調試流量調節孔板(12)的孔徑；

4)將灌裝好點火介質的點火導管(22)放入高低溫試驗箱(21)內，并替換灌入試驗介質的點火導管(22)；

同時，將灌入煤油的模擬導管(23)放入高低溫試驗箱(21)內，模擬導管(23)設置有插入式溫度測點及表面貼片式溫度測點；

5)將高低溫試驗箱(21)進行降溫，觀察模擬導管(23)的壁溫及模擬導管(23)的內部溫度，至模擬導管(23)內的溫度達到試驗溫度，且與壁溫一致；

6)使用氮氣置換單元(13)置換開關閥(11)與進口接頭(221)之間第一管道(1)內的空氣；

7)打開開關閥(11)，擠破氣源對點火導管(22)進行擠破，根據高速攝像機(5)攝像結果判斷點火劑低溫點火能力；所述攝像結果包括點火劑擴散形式、擴散后發生燃燒的時間、燃燒的位置、燃燒的劇烈程度。