用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法与流程

1.本发明涉及燃气发生器试验系统，具体涉及一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法。


背景技术：

2.传统液体姿控火箭发动机一般采用“高压氮气气瓶+减压器”作为增压模块，新型液体姿控火箭发动机采用“差动贮箱+燃气发生器+稳压器”作为增压模块，增压推进剂贮存于增压推进剂贮箱。燃气自增压液体姿控火箭发动机工作时，增压推进剂在燃气发生器内发生催化分解和燃烧，生成高温高压燃气。高温高压燃气经稳压器稳压调节后分为两路，一路流向主推进剂贮箱气腔对主推进剂贮箱增压，实现液体姿控火箭发动机推力室所需主推进剂供应；一路流向增压推进剂贮箱气腔对增压推进剂贮箱增压，实现燃气发生器持续工作所需增压推进剂的供应。
3.液体姿控火箭发动机配套的推力室推力量级跨度范围大，推力量级范围从毫牛至十千牛，不同推力量级推力室工作时推进剂流量量级范围从毫克至十千克。为满足液体火箭发动机主推进剂供应需求，需要燃气发生器在不同工况下正常工作，以匹配液体姿控火箭发动机不同工况下燃气流量需求。因此需要对燃气发生器在不同工况下的性能进行考核试验，以满足燃气自增压液体火箭发动机性能需求。
4.传统液体姿控火箭发动机推力室试验时，一般通过调节推进剂贮箱压力来调整推力室室压和混合比，重点关注参数包括推力室室压、混合比、比冲、推力室喉部温度等。与液体姿控火箭发动机推力室相比，燃气发生器试验过程中除室压、混合比、比冲、推力室喉部温度等参数外，还需关注燃气发生器在各个工况下燃气流量与增压推进剂流量匹配特性、燃气流量与燃气自增压液体姿控火箭发动机各种工况下的匹配特性等性能。


技术实现要素：

5.为解决不同工况下，燃气发生器能难以产生匹配液体姿控火箭发动机的燃气流量的技术问题，本发明提出一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法。
6.本发明提供的技术方案为：
7.一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特殊之处在于：包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统、燃气发生器、燃气冷却系统及燃气排放阀组；
8.所述推进剂供应系统包括推进剂贮罐、设置在推进剂贮罐上的推进剂贮罐增压放气阀、沿推进剂输出方向依次设置的手动总供应阀、气动总供应阀、流量计及产品阀；推进剂贮罐设置有贮罐测压计，用于测量贮罐压力p
t
；
9.所述推进剂称重计量系统包括推进剂贮罐的称重计量装置和采集装置，用于实时计量燃气发生器试验过程中推进剂贮罐重量进而计算试验过程中推进剂的消耗量；
10.所述燃气发生器用于接收推进剂供应系统提供的增压推进剂并进行分解燃烧，所述燃气发生器与产品阀之间连接有吹除阀，燃气发生器上设置有发生器测压计，用于测量燃气发生器的室压ph；
11.燃气发生器出口与燃气排放管的一端相接，燃气排放管的另一端与燃气排放阀组相接，燃气发生器出口与燃气排放管之间设置有燃气排放测压计，用于测量燃气发生器出口的燃气排放压力p
p
；
12.燃气排放阀组包括多组燃气排放电磁阀，至少一组燃气排放电磁阀的出口设置有排气孔板，排气孔板的孔径和燃气排放电磁阀的组数根据燃气发生器试验对应的燃气自增压液体火箭发动机各个工况燃气流量设置，用于通过调节燃气排放电磁阀的组数和/或排气孔板的孔径满足各个工况燃气流量；
13.燃气冷却系统用于对燃气排放管和燃气排放阀组进行冷却。
14.进一步地，所述燃气冷却系统包括冷却水冷却组件和氮气冷却组件；
15.所述冷却水冷却组件包括设置在燃气排放管外侧的冷却水箱，冷却水箱内有冷却水，用于冷却燃气排放管；冷却燃气排放管为列管式排布，增加与冷却水的接触面积，提高冷却效果；
16.所述氮气冷却组件包括液氮供应组件和连接在液氮供应组件上的冷却阀，用于冷却燃气排放阀组。
17.进一步地，所述燃气排放管为列管式排布。
18.进一步地，所述氮气冷却组件的冷却阀出口氮气压力范围为1～5mpa。
19.进一步地，还包括燃气应急排放系统，燃气应急排放系统包括燃气应急排放管及至少一个串联的高温气动阀；
20.进一步地，所述多个高温气动阀串联设置在燃气应急排放管，相邻两个高温气动阀的打开开关串联，关闭开关串联，用于实现一个阀门气动信号控制多个高温气动阀简化了试验系统，提升了试验系统可靠性。
21.燃气应急排放系统用于燃气超压情况下应急排放，提升了试验系统的安全性，两台串联的高温气动阀有效避免由于高温排放阀内漏造成燃气异常排放。
22.进一步地，所述推进剂供应系统还包括过滤器，过滤器设置在气动总供应阀与流量计之间。
23.本发明还提供一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验方法，其特殊之处在于，基于上述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，包括以下步骤：
24.s1、燃气发生器建压
25.调节推进剂贮罐增压放气阀，至预设推进剂贮罐压力p
t
；打开吹除阀向燃气发生器燃烧室充入压力为p0的氮气，至燃气发生器燃烧室内压力达到p0，以模拟燃气发生器实际工况；
26.打开手动总供应阀、气动总供应阀门及产品阀，增压推进剂充填至燃气发生器并发生分解燃烧，燃气排放压力p
p
开始上升，直至燃气排放压力p
p
与贮罐压力p
t
之差小于0.1mpa时，建压结束；
27.s2、建压完成的燃气发生器与燃气自增压液体火箭发动机进行工况匹配
28.s2.1、切换多组燃气排放电磁阀与排气孔板的孔径，匹配当前工况；
29.s2.2、获取当前工况下推进剂贮罐的目标贮罐压力p
t
′
，计算当前燃气发生器的室压ph与目标贮罐压力p
t
′
的差值；
30.若目标贮罐压力p
t
′
大于当前燃气发生器的室压ph，且当前贮罐压力p
t
减去当前燃气发生器的室压ph不大于0.6mpa，则通过推进剂贮罐增压放气阀调节贮罐压力至目标贮罐压力p
t
′
；
31.若目标贮罐压力p
t
′
小于当前燃气发生器的室压ph，先关闭产品阀，打开燃气排放阀组直至燃气发生器的室压降至满足目标贮罐压力p
t
′
大于当前燃气发生器的室压ph，且当前贮罐压力减去当前燃气发生器的室压ph不大于0.6mpa时，关闭燃气排放阀组，打开产品阀，再通过推进剂贮罐增压放气阀调节贮罐压力至目标贮罐压力p
t
′
；
32.开启试验，实时记录目标贮罐压力p
t
′
下，推进剂流量、推进剂贮罐重量、燃气发生器出口的燃气排放压力p
p
、燃气发生器的室压；
33.s2.3、返回步骤s2.2，调整目标贮罐压力p
t
′
，直至获得各个目标贮罐压力下，当前工况燃气发生器燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系；
34.s2.4、返回步骤s2.1，通过切换多组燃气排放电磁阀与排气孔板的孔径，切换当前工况；
35.直至获得各个工况下，燃气发生器燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系；
36.s3、燃气发生器试验系统泄压
37.关闭产品阀，打开燃气排放阀组和氮气冷却系统，重复执行燃气排放程序，直至燃气发生器的室压降至0.15mpa以下，关闭燃气排放阀组；
38.打开吹除阀，向燃气发生器通入氮气并重复执行吹除程序，直至燃气发生器的室压力降至大气压力后，依次关闭吹除阀、燃气排放阀组和冷却阀，试验结束。
39.进一步地，步骤s3中，燃气排放程序和吹除程序具体为：燃气排放阀组打开3s，关闭20s。
40.本发明的有益效果：
41.1、本发明提供一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，通过设置燃气排放电磁阀组，实现不同规格排气孔板和燃气排放电磁阀打开/关闭不同组合方式模拟了燃气发生器燃气流量与增压推进剂流量匹配特性、燃气流量与燃气自增压液体姿控火箭发动机各种工况下的匹配特性，实现了对燃气发生器的性能考核。
42.2、本发明采用冷却水冷却和吹氮冷却方式实现对高温高压燃气和燃气排放电磁阀组的冷却，有效改善了燃气排放电磁阀组中燃气排放组件和燃气排放阀工况，提升了试验系统可靠性。
43.3、本发明在燃气排放系统上设置了燃气应急排放系统，可实现高温燃气在超压下的应急排放，提升了试验系统安全性。
44.4、本发明采用对增压推进剂实时称重计量方式，可获得燃气发生器燃气流量与增压推进剂流量匹配特性。
附图说明
45.图1为本发明用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统实施例示意图；
46.图2为本发明实施例中燃气应急排放系统示意图。
47.附图标记如下：
48.1-推进剂贮罐，2-推进剂贮罐增压放气阀，3-手动总供应阀，4-气动总供应阀，5-过滤器，6-流量计，7-产品阀，8-推进剂称重计量系统，9-燃气发生器，10-燃气排放测压计，11-燃气排放管，12-燃气排放阀组，13-燃气排放电磁阀，14-排气孔板，15-吹除阀，16-冷却水箱，17-冷却阀，18-高温气动阀。
具体实施方式
49.参见图1，本实施例提供一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，该系统包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统8、燃气发生器9、燃气冷却系统、燃气排放系统及燃气应急排放系统。
50.推进剂供应系统包括推进剂贮罐1、设置在推进剂贮罐1上的推进剂贮罐增压放气阀2、沿推进剂输出方向依次设置的手动总供应阀3、气动总供应阀4、过滤器5、流量计6及产品阀7；产品阀7可以是一种电磁阀，打开或关闭该电磁阀即可实现燃气发生器9工作时所需推进剂供应或切断；推进剂贮罐1设置有贮罐测压计，用于测量贮罐压力p
t
；推进剂贮罐1的推进剂一般采用为肼70或无水肼。
51.推进剂称重计量系统8包括推进剂贮罐的称重计量装置和采集装置，用于实时计量燃气发生器试验过程中推进剂贮罐重量进而计算试验过程中推进剂的消耗量。
52.燃气发生器9用于接收推进剂供应系统提供的增压推进剂并进行分解燃烧，燃气发生器9与产品阀7之间连接有吹除阀15，燃气发生器9上设置有发生器测压计，用于测量燃气发生器9的室压ph。
53.燃气排放系统包括与燃气发生器9出口相接的燃气排放管11及与燃气排放管11相接的燃气排放阀组12；燃气发生器9出口与燃气排放管11之间设置有燃气排放测压计10，用于测量燃气发生器9出口的燃气排放压力p
p
。
54.燃气排放阀组12包括6组燃气排放电磁阀13，其中3组燃气排放电磁阀13的出口设置有排气孔板14，排气孔板14的孔径和燃气排放电磁阀13的组数根据燃气发生器试验对应的燃气自增压液体火箭发动机各个工况燃气流量设置，用于通过调节燃气排放电磁阀13的组数和排气孔板14的孔径满足各个工况燃气流量；本实施例中，3个排气孔板14孔径各不相同，分别与燃气排放电磁阀13组成第一排放单元、第二排放单元、第三排放单元，用于模拟燃气流量0.08g/s、0.5g/s及6g/s，另外3组燃气排放电磁阀13同时打开用于模拟燃气流量120g/s，上述3个排放单元和3组燃气排放电磁阀13打开/关闭状态不同组合可实现燃气自增压液体火箭发动机24种不同工况下燃气发生器9工作特性的模拟。
55.燃气冷却系统包括冷却水冷却组件和氮气冷却组件；冷却水冷却组件包括设置在燃气排放管11外侧的冷却水箱16，冷却水箱16与燃气排放管11之间具有冷却水，用于冷却燃气排放管11；冷却燃气排放管11为列管式排布，增加与冷却水的接触面积，提高冷却效果；氮气冷却组件包括液氮供应组件和连接在液氮供应组件上的冷却阀17，用于冷却燃气
排放阀组12，氮气冷却组件的冷却阀17出口氮气压力范围为1～5mpa。
56.参见图2，燃气应急排放系统包括燃气应急排放管及两台串联的高温气动阀18；两台高温气动阀18的打开开关串联，关闭开关串联，用于实现一个阀门气动信号控制两台高温气动阀18，简化了试验系统，提升了试验系统可靠性；燃气应急排放系统用于燃气超压情况下应急排放，提升了试验系统的安全性，两台串联的高温气动阀18有效避免由于高温气动阀18内漏造成燃气异常排放。
57.上述用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统的试验流程包括以下步骤：
58.s1、燃气发生器建压
59.调节推进剂贮罐增压放气阀，至预设推进剂贮罐压力3.0mpa
±
0.05mpa；打开吹除阀15向燃气发生器9燃烧室充入2.4mpa
±
0.05mpa氮气，至燃气发生器9燃烧室内压力达到2.4mpa
±
0.05mpa，关闭吹除阀15，以模拟本实施例燃气发生器9实际工况。
60.打开手动总供应阀3、气动总供应阀4及产品阀7，增压推进剂充填至燃气发生器9并发生分解燃烧，燃气排放压力p
p
开始上升，直至燃气排放压力p
p
与贮罐压力p
t
之差小于0.1mpa时，建压结束。
61.s2、建压完成的燃气发生器9与燃气自增压液体火箭发动机进行工况匹配
62.s2.1、切换多组燃气排放电磁阀13与排气孔板14的孔径，匹配当前工况。
63.s2.2、获取当前工况下推进剂贮罐的目标贮罐压力p
t
′
，计算当前燃气发生器9的室压ph与目标贮罐压力p
t
′
的差值；
64.若目标贮罐压力p
t
′
大于当前燃气发生器9的室压ph，且当前贮罐压力p
t
减去当前燃气发生器9的室压ph不大于0.6mpa，则通过推进剂贮罐增压放气阀调节贮罐压力至目标贮罐压力p
t
′
；
65.若目标贮罐压力p
t
′
小于当前燃气发生器9的室压ph，先关闭产品阀7，打开燃气排放阀组12直至燃气发生器9的室压降至满足目标贮罐压力p
t
′
大于当前燃气发生器9的室压ph，且当前贮罐压力减去当前燃气发生器9的室压ph不大于0.6mpa时，关闭燃气排放阀组12，再通过推进剂贮罐增压放气阀调节贮罐压力至目标贮罐压力p
t
′
；
66.开启试验，实时记录目标贮罐压力p
t
′
下，推进剂流量、推进剂贮罐重量、燃气发生器9出口的燃气排放压力p
p
、燃气发生器9的室压。
67.s2.3、返回步骤s2.2，调整目标贮罐压力p
t
′
，直至获得各个目标贮罐压力下，当前工况燃气发生器9燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系。
68.s2.4、返回步骤s2.1，通过切换多组燃气排放电磁阀13与排气孔板14的孔径，切换当前工况；
69.直至获得各个工况下，燃气发生器9燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系。
70.若在试验过程中出现燃气压力过高，则通过控制台打开燃气应急排放系统实现对燃气紧急泄压。
71.s3、燃气发生器试验系统泄压
72.关闭产品阀7，打开燃气排放阀组12和氮气冷却系统，重复执行燃气排放程序，燃
气排放阀组12打开3s，关闭20s，直至燃气发生器9的室压降至0.15mpa以下，关闭燃气排放阀组12；
73.打开吹除阀15，向燃气发生器9通入氮气并重复执行吹除程序，燃气排放阀组12打开3s，关闭20s，直至燃气发生器9的室压力降至大气压力后，依次关闭吹除阀15、燃气排放阀组12和冷却阀17，试验结束。

技术特征：
1.一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统(8)、燃气发生器(9)、燃气冷却系统及燃气排放阀组(12)；所述推进剂供应系统包括推进剂贮罐(1)、设置在推进剂贮罐(1)上的推进剂贮罐增压放气阀(2)、沿推进剂输出方向依次设置的手动总供应阀(3)、气动总供应阀(4)、流量计(6)及产品阀(7)；推进剂贮罐(1)设置有贮罐测压计，用于测量贮罐压力p
t
；所述推进剂称重计量系统(8)包括推进剂贮罐(1)的称重计量装置和采集装置，用于实时计量试验过程中推进剂贮罐(1)重量进而计算试验过程中推进剂的消耗量；所述燃气发生器(9)用于接收推进剂供应系统提供的增压推进剂并进行分解燃烧，所述燃气发生器(9)与产品阀(7)之间连接有吹除阀(15)，燃气发生器(9)上设置有发生器测压计，用于测量燃气发生器(9)的室压p
h
；燃气发生器(9)出口与燃气排放管(11)的一端相接，燃气排放管(11)的另一端与燃气排放阀组(12)相接，燃气发生器(9)出口与燃气排放管(11)之间设置有燃气排放测压计(10)，用于测量燃气发生器(9)出口的燃气排放压力p
p
；燃气排放阀组(12)包括多组燃气排放电磁阀(13)，至少一组燃气排放电磁阀(13)的出口设置有排气孔板(14)，用于通过调节燃气排放电磁阀(13)的组数和/或排气孔板(14)的孔径满足各个工况燃气流量；燃气冷却系统用于对燃气排放管(11)和燃气排放阀组(12)进行冷却。2.根据权利要求1所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述燃气冷却系统包括冷却水冷却组件和氮气冷却组件；所述冷却水冷却组件包括设置在燃气排放管(11)外侧的冷却水箱(16)，冷却水箱(16)内有冷却水，用于冷却燃气排放管(11)；所述氮气冷却组件包括液氮供应组件和连接在液氮供应组件上的冷却阀(17)，用于冷却燃气排放阀组(12)。3.根据权利要求2所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述燃气排放管(11)为列管式排布。4.根据权利要求3所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述氮气冷却组件的冷却阀(17)出口氮气压力范围为1～5mpa。5.根据权利要求1-4任一所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：还包括燃气应急排放系统，燃气应急排放系统包括燃气应急排放管及至少一个高温气动阀(18)。6.根据权利要求5所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述多个高温气动阀(18)串联设置在燃气应急排放管，相邻两个高温气动阀(18)的打开开关串联，关闭开关串联，用于实现一个阀门气动信号控制多个高温气动阀(18)。
7.根据权利要求6所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，其特征在于：所述推进剂供应系统还包括过滤器(5)，过滤器(5)设置在气动总供应阀(4)与流量计(6)之间。8.一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验方法，其特征在于，基于权利要求1所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统，包括以下步骤：s1、燃气发生器建压调节推进剂贮罐增压放气阀(2)，至预设贮罐压力p
t
；打开吹除阀(15)向燃气发生器(9)燃烧室充入压力为p0的氮气，至燃气发生器(9)燃烧室内压力达到p0，以模拟燃气发生器(9)实际工况；打开手动总供应阀(3)、气动总供应阀(4)及产品阀(7)，增压推进剂充填至燃气发生器(9)并发生分解燃烧，燃气排放压力p
p
开始上升，直至燃气排放压力p
p
与贮罐压力p
t
之差小于0.1mpa时，建压结束；s2、建压完成的燃气发生器(9)与燃气自增压液体火箭发动机进行工况匹配s2.1、切换多组燃气排放电磁阀(13)与排气孔板(14)的孔径，匹配当前工况；s2.2、获取当前工况下推进剂贮罐(1)的目标贮罐压力p
t
′
，计算当前燃气发生器(9)的室压p
h
与目标贮罐压力p
t
′
的差值；若目标贮罐压力p
t
′
大于当前燃气发生器(9)的室压p
h
，且当前贮罐压力p
t
减去当前燃气发生器(9)的室压p
h
不大于0.6mpa，则通过推进剂贮罐增压放气阀(2)调节贮罐压力至目标贮罐压力p
t
′
；若目标贮罐压力p
t
′
小于当前燃气发生器(9)的室压p
h
，先关闭产品阀(7)，打开燃气排放阀组(12)直至燃气发生器(9)的室压降至满足目标贮罐压力p
t
′
大于当前燃气发生器(9)的室压p
h
，且当前贮罐压力减去当前燃气发生器(9)的室压p
h
不大于0.6mpa时，关闭燃气排放阀组(12)，打开产品阀(7)，再通过推进剂贮罐增压放气阀(2)调节贮罐压力至目标贮罐压力p
t
′
；开启试验，实时记录目标贮罐压力p
t
′
下，推进剂流量、推进剂贮罐(1)重量、燃气发生器(9)出口的燃气排放压力p
p
、燃气发生器(9)的室压；s2.3、返回步骤s2.2，调整目标贮罐压力p
t
′
，直至获得各个目标贮罐压力下，当前工况燃气发生器(9)燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系；s2.4、返回步骤s2.1，通过切换多组燃气排放电磁阀(13)与排气孔板(14)的孔径，切换当前工况；直至获得各个工况下，燃气发生器(9)燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系；s3、燃气发生器试验系统泄压关闭产品阀，打开燃气排放阀组(12)和氮气冷却系统，重复执行燃气排放程序，直至燃气发生器(9)的室压降至0.15mpa以下，关闭燃气排放阀组(12)；打开吹除阀(15)，向燃气发生器(9)通入氮气并重复执行吹除程序，直至燃气发生器(9)的室压力降至大气压力后，依次关闭吹除阀(15)、燃气排放阀组(12)和冷却阀(17)，试
验结束。9.根据权利要求8所述的用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验方法，其特征在于：步骤s3中，燃气排放程序和吹除程序具体为：燃气排放阀组(12)打开3s，关闭20s。

技术总结
本发明涉及一种用于燃气自增压液体火箭发动机的燃气发生器试验系统及方法，解决不同工况下，燃气发生器能难以产生匹配液体姿控火箭发动机的燃气流量的技术问题。该系统包括推进剂供应系统、推进剂称重计量系统、燃气发生器、燃气冷却系统及燃气排放阀组，燃气排放阀组包括多组燃气排放电磁阀，至少一组燃气排放电磁阀的出口设置有排气孔板。该方法包括：1、燃气发生器建压；2、燃气发生器与燃气自增压液体火箭发动机进行工况匹配，获得燃气发生器燃气流量与增压推进剂流量匹配关系及燃气流量与燃气自增压液体火箭发动机的匹配关系；3、试验系统泄压，试验结束。试验结束。试验结束。


技术研发人员：衡小康 吕欣 何小军 党栋 冦鑫 李宇 邓航 张信 杨志岳 张啸宇 李冠儒
受保护的技术使用者：西安航天动力试验技术研究所
技术研发日：2022.12.17
技术公布日：2023/6/14