全流量试验台氧气系统 【技术领域】
本发明涉及液体火箭发动机试验台氧气系统，尤其涉及全流量补燃循环发动机氧气供应系统的设计。
【背景技术】
使用氧和氢作为推进剂的全流量补燃循环发动机具有无毒、无污染、可重复使用等优点，是21世纪新型航天器候选动力装置之一。与传统的补燃循环发动机相比较，全流量补燃循环发动机所有流量的推进剂都进入预燃室进行燃烧，其中大部分的氧化剂和少量的燃料进入富氧预燃室，燃烧后形成富氧燃气；大量的燃料和少量的氧化剂进入富燃预燃室进行初步燃烧，形成富燃燃气；预燃室出口的燃气驱动涡轮后，以气体的形式喷射入燃烧室。使用全流量补燃循环地发动机使驱动涡轮的燃气质量增加，在涡轮功率一定的情况下，能降低涡轮入口燃气的温度，有利于涡轮的设计和提高寿命；使用富氧燃气驱动氧涡轮，能降低氧涡轮与泵之间的密封要求。
气-气喷注器是全流量发动机的关键部件之一，虽然全流量发动机进入燃烧室的是高温富氧燃气和富燃燃气，但开展常温氧气和氢气试验研究能揭示喷注器一些规律性的性质。北京航空航天大学自2002年以来，开展全流量补燃循环发动机关键技术的研究，建立全流量补燃循环发动机实验台，探索该发动机关键技术的解决方案，为将来大推力、可重复使用火箭发动机的研制打下基础。
氧气系统的设计是全流量试验台建设的关键系统之一，主要是为试验部件和点火器提供准确流量的氧化剂，并且精确控制氧气阀门的开启和关闭。此外，高压纯氧气的氧化性极强，若遇到油脂或管道中高速运动的铁屑将会使氧气管道爆炸，氧气系统的设计需要兼顾安全性和适用性。
【发明内容】
本发明创造性地提出了全流量试验台氧气系统的设计，将低温液氧转化为高压常温气氧，能精确控制氧气的流量和准确控制氧气的供应和切断。能为同时全流量试验件和点火器提供氧气。试验系统设计有高的可靠性和安全性。本发明的全流量试验台氧气系统的设计如下所述。
全流量试验台供应系统分为两部分，一是主氧气路，为试验件供应氧气；另一路是点火氧气路，为点火器提供氧气。氧气供应系统中，设计有氮气的接口，用于在试验完成后吹除管道中的残余氧气；出于安全因素的考虑，氧气供应系统中，减压器后设计有安全阀，当减压器出现泄漏或出现意外情况时，安全阀将会开启，泄放低压管道中的氧气。
【附图说明】
图1是本发明全流量试验台氧气系统图。
【具体实施方式】
本发明首次提出全流量试验台的氧气系统设计。供应系统可分为主氧气路和点火氧气路，具体由液氧储罐、液氧泵、蒸发装置、高压氧气罐、阀门、减压器和音速喷嘴组成；供应系统中设计有压力和温度测量口便于计算管道中介质流量；设计有氮气吹除和置换接口，用于吹除管道中的残余氧气。
氧气系统是采用将液氧蒸发的方法，为全流量试验台提供氧气。将液氧加注到液氧储罐，通过液氧泵将低压液氧增压至高压，高压液氧在蒸发器内转化为高压氧气，，并储存在高压氧气罐。
高压氧气罐流出的氧气分两路向输送至试验件，一路为主氧管路，管道设计直径为40mm，为试验件提供氧气；一路为点火氧气路，管道直径为15mm，为点火器提供氧气。
高压氧气罐中的氧气通过过滤器2和高压球阀3后进入主减压器4和点氧减压器13；主氧路经主减压器减压后在设计的流量范围内保证调定的压力精度，进入气动阀6和涡街流量计9，涡街流量计9入口前安装有温度传感器7和压力传感器8，以便于精确测量介质的压力和温度。流量计后氧气进入全流量试验间，依次通过音速喷嘴11和气动截止阀12，最后由2根软管连接到富氧预燃室；在气动截止阀6后，设计有富燃预燃室管道，节流阀18能调节音速喷嘴19入口前的压力，使流量符合富燃预燃室氧流量设计值，通过气动截止阀20后进入富燃预燃室。用于点火的氧气经点氧减压器13减压后进入电磁阀15，然后进入点氧质量流量计16，进入全流量试验间，试验间内氧气分为三路通过音速喷嘴：分别为全流量的富氧预燃室、富燃预燃室和主推力室提供点火氧气。
试车时，在确定上游高压氧气罐和管路部分压力正常后，依次打开高压气罐上的手阀1、减压器前的球阀3、阀门6和15，并且调节减压器出口达到额定的压力，最后打开在试车间的气动阀进行试验；温度传感器7用于测量氧气介质的温度，压力传感器8和10可测量介质压力，用于计算介质的流量。
氧气系统的减压器后设计有安全阀5和14，当出现氧气；在系统中的设计有氮气吹除接口，用于在试验结束后氮气能吹除管道中的剩余氧气。