火箭发动机高空模拟试验方法及设备

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种火箭发动机高空模拟试验方法及设备。

背景技术

为了考核上面级火箭发动机在高空工作的性能，需要开展高空模拟试验，所要取得的效果为火箭发动机点火后喷管能够满流。当火箭发动机喷管面积比较大时，需要采取主动引射的方式，需要消耗大量的引射工质。

现有传统的火箭发动机高空模拟试验设备由真空舱、火箭发动机、扩压器、引射器等组成，在进行高空模拟试验时，先启动引射器再启动火箭发动机，最终实现真空舱压力下降，火箭发动机喷管满流。但是，在试验过程中引射工质供应管路始终以较大的引射工质流量持续供应，所有的蒸汽发生器全程开启，浪费了大量的引射工质，试验成本较高。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种火箭发动机高空模拟试验方法及设备，旨在实现火箭发动机点火后喷管能够满流，同时节省引射工质，以降低试验成本。

为实现上述目的，本发明提出一种火箭发动机高空模拟试验方法，所述试验方法包括以下步骤：

在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器并启动所述引射器；

点火启动所述火箭发动机，使所述火箭发动机的喷管满流；

关闭目标关机台数的所述蒸汽发生器，使余下的所述蒸汽发生器持续工作，并维持所述支管阀门的打开状态；

在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机和余下的所述蒸汽发生器。

可选地，定义所述蒸汽发生器的台数为N，所述目标关机台数为n，单台所述蒸汽发生器的氧流量为m，所述火箭发动机的氧流量为m2；

在所述关闭目标关机台数的所述蒸汽发生器，使余下的所述蒸汽发生器持续工作，并维持所述支管阀门的打开状态的步骤中，余下的所述蒸汽发生器的台数为N-n，且满足关系式：n*m≤m2。

可选地，在执行所述在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器并启动所述引射器的步骤同时，还包括：

检测所述火箭发动机所处真空舱壁面的第一气压值，检测所述引射器二次喉道入口平面的第二气压值，以及检测所述引射器二次喉道出口平面的第三气压值。

可选地，在执行所述在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器并启动所述引射器的步骤之后，所述第二气压值小于所述第三气压值；

在执行所述点火启动所述火箭发动机，使所述火箭发动机的喷管满流的步骤之后，所述第一气压值小于所述第二气压值，且所述第一气压值与所述第一气压值均小于所述第三气压值。

为实现上述目的，本发明提出一种火箭发动机高空模拟试验方法，所述试验方法包括以下步骤：

在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器且所述引射器处于非启动状态；

点火启动所述火箭发动机，所述引射器同时启动，以使所述火箭发动机的喷管满流；

在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机和所述蒸汽发生器。

可选地，定义所述蒸汽发生器的台数为N-n，单台所述蒸汽发生器的氧流量为m，所述火箭发动机的氧流量为m2；

其中，N的取值方法为：在所述火箭发动机点火前且N台所述蒸汽发生器工作时，所述引射器工作启动；在所述火箭发动机点火前N-1台所述蒸汽发生器工作时，则所述引射器无法启动；

n的取值方法为：n*m≤m2。

可选地，在执行所述在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器且所述引射器处于非启动状态的步骤同时，还包括：

检测所述火箭发动机所处真空舱壁面的第一气压值，检测所述引射器二次喉道入口平面的第二气压值，以及检测所述引射器二次喉道出口平面的第三气压值。

可选地，在执行所述在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器且所述引射器处于非启动状态的步骤之后，所述第二气压值大于所述第三气压值，且所述第一气压值适于小于当地大气压力值；

在执行所述点火启动所述火箭发动机，所述引射器同时启动，以使所述火箭发动机的喷管满流的步骤之后，所述第一气压值小于所述第二气压值，且所述第一气压值与所述第二气压值均小于所述第三气压值。

为实现上述目的，本发明还提出一种火箭发动机高空模拟试验设备，在试验时实施如上所述的试验方法，所述试验设备包括：

真空舱，所述火箭发动机置于所述真空舱中；

扩压器，与所述真空舱连通；

引射器，与所述扩压器连通；

引射工质供应管路，包括供应总管及并联设置于所述供应总管上的多条供应支管，所述供应总管与所述引射器的引射工质入口连通，每一条所述供应支管上均设有支管阀门；以及

多台蒸汽发生器，一对一地设置于多条所述供应支管的进气端上。

可选地，所述试验设备还包括：

第一压力传感器，安装于所述真空舱壁面处，以用于检测所述真空舱壁面的第一气压值；

第二压力传感器，安装于所述引射器二次喉道入口平面处，以用于检测所述引射器二次喉道入口平面的第二气压值；以及

第三压力传感器，安装于所述引射器二次喉道出口平面处，以用于检测所述引射器二次喉道出口平面的第三气压值。

在本发明的一技术方案中，该火箭发动机高空模拟试验方法包括步骤：在火箭发动机点火前，控制打开全部支管阀门，启动全部蒸汽发生器，使引射工质进入至引射器并启动所述引射器；点火启动所述火箭发动机，使所述火箭发动机的喷管满流；关闭目标关机台数的所述蒸汽发生器，使余下的所述蒸汽发生器持续工作，并维持所述支管阀门的打开状态；在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机和余下的所述蒸汽发生器。如此，点火后火箭发动机的喷管能够满流，同时避免了引射工质供应管路始终以最大的引射工质流量持续供应，节省了大量的引射工质，极大地降低了试验成本。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明火箭发动机高空模拟试验设备一实施例的结构示意图；

图2为本发明火箭发动机高空模拟试验方法第一实施例的流程示意图；

图3为本发明火箭发动机高空模拟试验方法第二实施例的流程示意图。

附图标号说明：

10、火箭发动机；20、真空舱；30、扩压器；40、引射器；50、供应总管；60、供应支管；70、支管阀门；80、蒸汽发生器；41、引射工质入口；42、二次喉道；91、第一压力传感器；92、第二压力传感器；93、第三压力传感器。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，若本发明实施例中有涉及方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后……），则该方向性指示仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，若本发明实施例中有涉及“第一”、“第二”等的描述，则该“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。另外，若全文中出现的“和/或”的含义为，包括三个并列的方案，以“A和/或B”为例，包括A方案，或B方案，或A和B同时满足的方案。另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出一种火箭发动机高空模拟试验装置。

参照图1，在本发明一实施例中，该火箭发动机高空模拟试验设备包括火箭发动机10、真空舱20、扩压器30、引射器40、引射工质供应管路以及多台蒸汽发生器80；火箭发动机10置于真空舱20中；扩压器30与真空舱20连通；引射器40与扩压器30连通；引射工质供应管路包括供应总管50及并联设置于供应总管50上的多条供应支管60，供应总管50与引射器40的引射工质入口41连通，每一条供应支管60上均设有支管阀门70；多台蒸汽发生器80一对一地设置于多条供应支管60的进气端上。

其中，蒸汽发生器80是一种由燃料、氧燃烧并混合水生成一定压力蒸汽的设备。

本实施例中，该火箭发动机高空模拟试验设备还可包括第一压力传感器91、第二压力传感器92和第三压力传感器93；第一压力传感器91安装于真空舱20的壁面处，以用于检测真空舱20壁面的第一气压值；第二压力传感器92安装于引射器40的二次喉道42入口平面处，以用于检测引射器40的二次喉道42入口平面的第二气压值；第三压力传感器93安装于引射器40的二次喉道42出口平面处，以用于检测引射器40的二次喉道42出口平面的第三气压值。如此，可以有助于试验员判断引射器40是否启动以及火箭发动机10的喷管是否满流。

可以理解的是，本发明通过设置多台并联设置的蒸汽发生器80，实现了持续供应适量的引射工质至引射器40中，使引射器40内部形成封闭的超声速流动，以启动引射器40，真空舱20内压力大幅下降，实现了火箭发动机10点火后喷管能够满流。同时，由于多台蒸汽发生器80为并联设置，能够在试验过程中适时减少蒸汽发生器80的工作台数，供应适量的引射工质，有效节省引射工质，极大地控制试验成本。

为节省引射工质，以降低试验成本，参照图1至图3，在本发明还提出两种火箭发动机高空模拟试验方法，均基于上述的试验设备。定义蒸汽发生器80的台数为N，下述的目标关机台数为n，单台蒸汽发生器80的氧流量定义为m，燃料流量定义为x*m，水流量定义为y*m，单台蒸汽发生器80供应的引射工质流量为（1+x+y）m；火箭发动机10的氧流量定义为m2，燃料流量定义为x2*m2；定义火箭发动机10的点火时间为t。

1）、参照图1及图2，第一种火箭发动机高空模拟试验方法包括以下步骤：

S11、在火箭发动机10点火前，控制打开全部支管阀门70，启动全部蒸汽发生器80，使引射工质进入至引射器40并启动所述引射器40。

在试验开始后，第一压力传感器91实时检测火箭发动机10所处真空舱20壁面的第一气压值，第二压力传感器92实时检测引射器40的二次喉道42入口平面的第二气压值，第三压力传感器93实时检测引射器40的二次喉道42出口平面的第三气压值。

在该步骤中，在火箭发动机10点火前，N路支管阀门70打开，N台蒸汽发生器80启动，引射工质通过引射工质供应总管50到达引射工质入口41，进入至引射器40，引射器40内部形成封闭的超声速流动，真空舱20内压力大幅下降，此时引射器40为启动状态。其判断依据为，第二压力传感器92显示的第二气压值小于第三压力传感器93显示的第三气压值。

S12、点火启动所述火箭发动机10，使所述火箭发动机10的喷管满流。

在该步骤中，火箭发动机10点火启动，火箭发动机10燃气在扩压器30内加速，形成闭合的超声速流动，喷管实现满流。其判断方法为，第一压力传感器91显示的第一气压值小于第二压力传感器92显示的第二气压值，且第一气压值和第二气压值均小于第三压力传感器93显示的第三气压值。

S13、关闭目标关机台数的所述蒸汽发生器80，使余下的所述蒸汽发生器80持续工作，并维持所述支管阀门70的打开状态。

在该步骤中，火箭发动机10点火启动后，关闭n台蒸汽发生器80，使得n*m接近于m2，但n*m≤m2。这样真空舱20上的第一压力传感器91检测的第一气压值不会发生变化，即火箭发动机10的点火环境压力不发生变化，满流也不发生变化。

其机理在于，火箭发动机10启动后自身燃气提供的动能替代了部分引射工质提供的动能。

需要说明，整个过程中，余下的N-n路支管阀门70维持打开状态，N-n台蒸汽发生器80持续工作。

S14、在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机10和余下的所述蒸汽发生器80。

在该步骤中，当点火时长满足要求后，火箭发动机10关机，N-n台蒸汽发生器80关机，试验结束。

可以理解的是，采用上述的第一种工艺实际能够节约引射工质供应量为n*（1+x+y）m*t，具有客观的经济效益，按照一次试验t=1000s，n=2，（1+x+y）m=25kg/s，引射工质单价6元/kg计算，一次试验能够节约介质费30万元。

显然地，本发明优化了火箭发动机高空模拟试验方法，不仅实现了火箭发动机10点火后喷管能够满流，而且有效节约了引射工质，极大地降低了试验成本，所带来的经济效益是巨大的。

2）、参照图1及图3，第二种火箭发动机高空模拟试验方法包括以下步骤：

S21、在火箭发动机10点火前，控制打开全部支管阀门70，启动全部蒸汽发生器80，使引射工质进入至引射器40且所述引射器40处于非启动状态。

在该步骤中，火箭发动机10不点火，N-n路支管阀门70打开，N-n台蒸汽发生器80启动，引射工质通过引射工质供应总管50到达引射工质入口41，进入至引射器40，引射器40内部不能形成封闭的超声速流动，真空舱20内压力下降，但此时引射器40处于非启动状态。其判断方法为，第二压力传感器92显示的第二气压值大于第三压力传感器93显示的第三气压值，第一压力传感器91显示的第一气压值适于小于当地大气压力。

S22、点火启动所述火箭发动机10，所述引射器40同时启动，以使所述火箭发动机10的喷管满流。

在该步骤中，火箭发动机10点火启动，实现了引射器40和火箭发动机10同时启动，火箭发动机10的喷管实现满流。其判断方法为，第一压力传感器91显示的第一气压值小于第二压力传感器92显示的第二气压值，且第一气压值和第二气压值均小于第三压力传感器93显示的第三气压值。

其机理在于，在火箭发动机10点火前，引射器40是不启动的，火箭发动机10点火后，自身燃气提供的动能替代了部分引射工质提供的动能。

S23、在点火时长达到目标时间时，关闭所述火箭发动机10和所述蒸汽发生器80。

在该步骤中，当点火时长满足要求后，火箭发动机10关机，蒸汽发生器80关机，试验结束。

值得注意的是，对于第二种火箭发动机10的高空模拟试验方法而言，射工质供应系统在建设时，只设置N-n路蒸汽发生器80、引射工质供应支管60、支管阀门70。也就是说，本实施例中，蒸汽发生器80的总台数、引射工质供应支管60及支管阀门70的数量均为N-n。其中，N的取值方法为，恰好能够保证火箭发动机10不点火时，引射器40单独工作能够启动，N-1台则无法启动。即在火箭发动机10点火前且N台蒸汽发生器80工作时，引射器40工作启动；在火箭发动机10点火前N-1台蒸汽发生器80工作时，则引射器40无法启动。n的取值方法为，n*m接近于m2，但n*m≤m2。

可以理解的是，通过采用上述的第二种工艺，在试验设备建设过程中，减少了蒸汽发生器80、引射工质供应支管60、支管阀门70等装置，且在试验过程中能够节约引射工质供应量大于n*（1+x+y）m*t。按照一次试验t=1000s，n=2，（1+x+y）m=25kg/s考虑，可以节约系统建设费用约400万元，同时每次试验节约介质费用30万元。

显然地，本发明优化了火箭发动机高空模拟试验方法，不仅实现了火箭发动机10点火后喷管能够满流，而且有效降低了设备建造成本，并节约了引射工质，极大地降低了试验成本，所带来的经济效益是非常巨大的。

以上所述仅为本发明的可选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。