技术领域
[0001] 本
发明涉及
火箭发动机技术领域，具体涉及一种火箭发动机喷注器液流试验系统。
背景技术
[0002] 目前，液体火箭发动机依靠自身携带的推进剂，通过推进剂的雾化、混合、燃烧，将储存在推进剂中的
化学能转化为燃烧的
热能，高温高能燃气在喷管内进行膨胀，将燃气热能转化为气体的
动能，从而产生所需要的推
力。而液体火箭发动机喷注器作为火箭发动机中重要部件，其组装完成后，在进行热试车之前，为了验证实际产品的工作状态，考核喷注器的流量特性、流阻特性及喷注器射流的均匀性等性能，需要对火箭发动机的喷注器进行液流试验，以获得一些精确的参数。
[0003] 对此，
现有技术中，喷注器液流试验所采用的试验系统需要不同
泵送设备泵送出不同压力值的液流，泵送出的液流通
过喷注器，在液流通过喷注器过程中，通过对液流的压力、流量等信息进行检测和观察，进而获得实际产品的流量特性、流阻特性以及射流的均匀性等信息。但是采用上述试验系统进行测量，针对试验所需液体压力较高，应用环境要求特殊的特点，发动机喷注器液流试验系统中需要单独设计应用于试验的高压泵送设备，将介质储箱中的介质泵送经过实现系统，使得整个试验流程成本较高，设计和操作流程复杂，提高了试验所需周期。
发明内容
[0004] 本发明的主要目的在于提供一种火箭发动机喷注器液流试验系统，以解决现有技术中对火箭发动机的喷注器进行液流试验时试验成本高，试验周期长的问题。
[0005] 为实现上述目的，本发明提供了一种火箭发动机喷注器液流试验系统，包括：
[0006] 喷注器测量系统，包括喷注器以及与所述喷注器连通的测量装置；
[0007] 液流系统，与所述喷注器测量系统连通，用于对所述喷注器测量系统提供设定压力值的液流；
[0008] 其中，所述液流系统包括高压气瓶，一端与所述高压气瓶连通，另一端与所述喷注器测量系统连通的介质储箱，以及设置在所述高压气瓶与所述介质储箱之间的
减压器，所述高压气瓶可通过所述减压器对所述介质储箱中的介质提供设定压力值。
[0009] 进一步地，所述液流系统还包括设置在所述高压气瓶与所述减压器之间的减压器前
阀，所述减压器前阀用于控制所述高压气瓶的通断。
[0010] 进一步地，所述液流系统还包括设置在所述介质储箱与所述减压器之间的减压器后阀，减压器后阀用于控制进入所述介质储箱气体的通断。
[0011] 进一步地，所述液流系统还包括设置在所述减压器与所述减压器后阀之间的放气管路，以及设置在所述放气管路上的放气阀。
[0012] 进一步地，所述液流系统还包括设置在所述介质储箱下游端的泄出/加注管路，以及设置在所述泄出/加注管路上的泄出/加注阀。
[0013] 进一步地，所述测量装置包括与所述喷注器连通的
质量流量计，以及与所述喷注器连通的压力
传感器。
[0014] 进一步地，所述喷注器测量系统还包括设置在所述喷注器上游的
过滤器。
[0015] 进一步地，所述过滤器设置在所述测量装置的上游。
[0016] 进一步地，其特征在于，所述喷注器测量系统还包括设置在所述喷注器上游的喷注器
开关。
[0017] 本发明技术方案，具有如下优点：
[0018] 本发明提供的火箭发动机喷注器液流试验系统中，通过在液流系统中设置易于采购的高压气瓶，并在高压气瓶的下游设置减压器，以及可用于储存介质的介质储箱，通过调节减压器，由高压气瓶对介质储箱施加设定的压力，使得液流系统可以输出低于高压气瓶气压的具有设定压力值的介质通过喷注器测量系统，在实现整个试验系统可靠运行的同时，由于无需单独设计高压泵送设备，相关零部件易于获取或制造，使得整个试验系统的试验成本大大降低，同时降低了试验所需的周期。
附图说明
[0019] 为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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获得其他的附图。在附图中：
[0020] 图1为本发明
实施例中火箭发动机喷注器液流试验系统的结构示意图。
[0021] 其中，上述附图中的附图标记为：
[0022] 1、高压气瓶；2、减压器前阀；3、放气阀；4、减压器；5、减压器后阀；6、介质储箱；7、泄出/加注阀；8、过滤器；9、质量流量计；10、喷注器开关；11、
压力传感器；12、喷注器。
具体实施方式
[0023] 下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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做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。
[0024] 在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“
水平”、“内”、“外”等指示的方位或
位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
[0025] 如图1所示，根据本实施例中的火箭发动机喷注器液流试验系统包括：喷注器测量系统和液流系统。其中喷注器测量系统包括喷注器12以及与喷注器12连通的测量装置；液流系统与喷注器测量系统连通，用于对喷注器测量系统提供设定压力值的液流；本实施例中的液流系统包括高压气瓶1，一端与高压气瓶1连通，另一端与喷注器测量系统连通的介质储箱6，以及设置在高压气瓶1与介质储箱6之间的减压器4，高压气瓶1可通过减压器4对介质储箱6中的介质提供设定压力值，进而采用本实施例中的火箭发动机喷注器液流试验系统，通过在液流系统中设置易于采购的高压气瓶1，并在高压气瓶1的下游设置减压器4，以及可用于储存介质的介质储箱6，通过调节减压器4，由高压气瓶1对介质储箱6施加设定的压力，使得液流系统可以输出低于高压气瓶1气压的具有设定压力值的介质，设定压力值的介质通过喷注器测量系统，在实现整个试验系统可靠运行的同时，由于无需单独设计高压泵送设备，相关零部件易于获取或制造，使得整个试验系统的试验成本大大降低，同时降低了试验所需的周期。
[0026] 具体地，本实施中的液流系统还包括设置在高压气瓶1与减压器4之间的减压器前阀2，减压器前阀2用于控制高压气瓶1的通断，进而可通过控制减压器前阀2，便于火箭发动机喷注器液流试验系统的操控，简化了火箭发动机喷注器液流试验系统的操作流程。
[0027] 进一步参加图1，本实施例中的液流系统还包括设置在介质储箱6与减压器4之间的减压器后阀5，减压器后阀5用于控制进入介质储箱6气体的通断，便于火箭发动机喷注器液流试验系统的操控，简化了火箭发动机喷注器液流试验系统的操作流程。
[0028] 优选地，液流系统还包括设置在减压器4与减压器后阀5之间的放气管路，以及设置在放气管路上的放气阀3，可便于对高压气瓶1进行放气、泄压等。
[0029] 进一步参见图1，本实施中的液流系统还包括设置在介质储箱6下游端的泄出/加注管路，以及设置在泄出/加注管路上的泄出/加注阀7，泄出/加注管路可对介质储箱6中的介质进行泄出，或者在对介质储箱6中加入介质时进行介质的加注工作。
[0030] 具体地，对于本实施例中用于喷注器12的信息进行采集的测量装置，具体测量装置包括与喷注器12连通的质量流量计9，以及与喷注器12连通的压力传感器11，在通过液流装置实现设定压力值的介质通过喷注器12的过程中，质量流量计9和压力传感器11可实现流经喷注器12的液流的压力、流量等信息进行检测和观察，进而获得实际产品的流量特性、流阻特性以及射流的均匀性等信息。
[0031] 进一步参见图1，本实施例中的喷注器测量系统还包括设置在喷注器12上游的过滤器8，使得流经喷注器12的介质经过过滤器8的过滤，避免介质中存在的杂质堵塞喷注器12，保证了喷注器12后续运行的可靠。
[0032] 过滤器8具体设置在测量装置的上游，进而可对经过测量装置的介质实现过滤，保证了测量的精准性。
[0033] 本实施例中的喷注器测量系统还包括设置在喷注器12上游的喷注器开关10，进一步便于火箭发动机喷注器液流试验系统的操控，简化了火箭发动机喷注器液流试验系统的操作流程。
[0034] 下面结合图1对本实施中火箭发动机喷注器液流试验系统的工作过程进行说明。
[0035] 第一步，喷注器液流试验试验前吹除步骤。试验前，对整个试验系统进行吹除，去除试验系统中的杂质。具体先关闭放气阀3、喷注器开关10、减压器后阀5、泄出/加注阀7，然后缓慢打开减压器前阀2，调节减压器4压力至0.5MPa，然后，缓慢打开泄出/加注阀7进行系统吹除，吹除2分钟，关闭泄出/加注阀7，打开喷注器开关10，吹除2分钟，关闭喷注器开关10、减压器前阀2，打开泄出/加注阀7，直至减压器4压力为0MPa，然后将喷注器12安装到试验系统上；
[0036] 第二步，介质加注步骤。打开放气阀3、减压器后阀5，将去离子水出口连接到泄出/加注阀7，将去离子水箱抬高，高度超过介质储箱6，打开泄出/加注阀7进行去离子水加注，直至介质储箱6加满；
[0037] 第三步，对介质
增压。关闭放气阀3、减压器后阀5、泄出/加注阀7，打开减压器前阀2，调节减压器4压力至工作压力，缓慢打开减压器后阀5给介质储箱6增压，减压器4压力稳定后才可进行试验；(试验中水若不够用，可重复上述三步骤)
[0038] 第四步，打开喷注器开关10进行试验，对测量装置获取的数据进行收集和计算；
[0039] 第五步，放气及排水。试验完成后，关闭喷注器开关10、减压器前阀2，打开放气阀3，直至减压器4压力为0MPa，然后打开泄出/加注阀7进行排水，直至水排完；
[0040] 第六步，试验后吹除。试验后需要对试验系统进行残留水清洁，吹除操作按第一步操作进行即可。
[0041] 结合本实施中的火箭发动机喷注器液流试验系统，采用上述步骤，可降低整个试验流程成本较高，降低了试验所需周期，同时吹除步骤的增加，使得整个液流试验系统运行更加的可靠。
[0042] 显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的
基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。
