液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法与流程

技术特征：
1.一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：包括水击压力泄放装置(1)、充气管路(2)、充气阀门(3)、放气平衡腔(6)、放气管路(4)、放气阀门(5)、压力传感器及推进剂回收容器(7)；水击压力泄放装置(1)包括壳体(11)、气缸顶盖(12)、入口法兰肩圈(15)、活塞底座(14)及活塞(13)；壳体(11)包括一体设置的气腔壳体与液腔壳体，气腔壳体的过流面积大于液腔壳体的过流面积；气腔壳体上与液腔壳体连接部位处开设沿其径向的通气孔；液腔壳体上设有沿其径向的排液口；气缸顶盖(12)固定在气腔壳体一端；气缸顶盖(12)上开设三个与气腔壳体相通的接口；入口法兰肩圈(15)通过法兰(16)固定在液腔壳体一端；活塞底座(14)与入口法兰肩圈(15)配合固定在液腔壳体内部；活塞(13)尾部位于气腔内，且活塞(13)尾部外周面与气腔壳体内壁通过密封结构实现密封，活塞(13)头部位于液腔内，且活塞(13)头部外周面与液腔壳体内壁通过密封结构实现密封，同时，活塞(13)头部与活塞底座(14)压紧时，实现排液口封堵；水击压力泄放装置(1)的入口法兰肩圈(15)连接三通管路，三通管路的两个端口分别用于与推进剂主管路及发动机主阀(9)连接；充气管路(2)与水击压力泄放装置(1)气缸顶盖(12)上的其中一个接口连接，充气阀门(3)设置在充气管路(2)上；放气平衡腔(6)通过放气管路(4)与水击压力泄放装置(1)气缸顶盖(12)上的其中一个接口连接，放气阀门(5)设置在放气管路(4)上；压力传感器与水击压力泄放装置(1)气缸顶盖(12)上的其中一个接口连接；推进剂回收容器(7)与水击压力泄放装置(1)排液口连接。2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：活塞(13)与活塞底座(14)之间通过密封线实现密封。3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：密封线部位堆焊钴基硬质合金，堆焊完成后再加工到尺寸。4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：活塞底座(14)外壁与液腔壳体内壁间采用o型密封圈和铝垫两道密封。5.根据权利要求1
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4任一所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：气腔过流面积与液腔过流面积之比为6.25。6.根据权利要求5所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：排液口为两个，均布在液腔壳体上。7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：通气孔为四个，均布在气腔壳体上。8.根据权利要求7所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：密封装置为o形密封圈。9.根据权利要求8所述的液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统，其特征在于：水击压力泄放装置(1)中壳体(11)、气缸顶盖(12)、入口法兰肩圈(15)的材质采用s30408不锈钢；活塞底座(14)o型密封圈材料选用s8101/羧基亚硝基，确保和推进剂的相容性；活塞(13)靠气腔位置o型密封圈材料选用丁晴橡胶，靠液腔位置o型密封圈材料选用
s8101/羧基亚硝基。10.一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、确定气腔压力与液腔压力对应关系；根据气腔过流面积与液腔过流面积，确定气腔充气至不同压力下对应的液腔排液口打开压力；步骤2、确定发动机开机前，气腔压力；选取液腔压力p1，其中p1大于30mpa；将p1对应的气腔压力作为发动机开机前的气腔压力；步骤3、发动机开机前，对气腔充气；发动机开机前，打开充气阀门对水击压力泄放装置气腔进行充气至p1，并在试车过程中保持该压力；步骤4、发动机关机前，平衡气腔压力；发动机关机前，打开气腔放气阀门，将气腔压力进行平衡至p2，p2对应的液腔压力小于30mpa，当系统关机，液腔水击压力超过30mpa后，排液口即打开，对液腔压力进行泄放，所泄出推进剂通过回收管路排入回收容器；步骤5、水击压力泄放完毕，当系统压力恢复至30mpa以下后，水击压力泄放装置活塞在p2气压作用下自动回座，排液口关闭。

技术总结
本发明涉及一种液体火箭发动机试验推进剂供应系统水击抑制系统及方法。克服现有泄压方式应用在推进剂供应系统水击压力抑制过程中存在的工作量大、操作不便、存在安全风险以及泄压效果不明显的问题。系统包括水击压力泄放装置、充气管路、充气阀门、放气平衡腔、放气管路、放气阀门、压力传感器及推进剂回收容器；通过水击压力泄放装置调节关机水击压力，可将系统关机水击压力峰由70MPa量级降至40MPa以下，系统水击能力降低80％，避免试车过程中水击压力对系统及产品的破坏，在保证水击泄放系统响应迅速、可靠的同时对试车过程发动机的工作不造成影响，规避了技术风险，保证了试车顺利进行。利进行。利进行。


技术研发人员：丁佳伟 冷海峰 寇兴华 贺宏 乔江晖 王乃世 邹伟龙 郭浩 张俊锋 耿直 朱小江 安勇旭 黄立还
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：2021.06.29
技术公布日：2021/9/28