一种航天氢燃料发动机试验移动供氢系统及供氢方法与流程

本发明主要涉及供氢，具体涉及一种航天氢燃料发动机试验移动供氢系统及供氢方法。

背景技术：

1、随着航氢燃料发动机的研究深入，发动机试验对供氢系统的提出供氢精准度，大流量的技术要求。当前的供氢系统主要为车载供氢系统、氢能源动力工程机械供氢系统。此类供氢系统皆有结构复杂、充氢流量小的缺点，故无法满足航天氢燃料发动机试验需求。

2、目前提升流量的方法大多是通过压缩氢气来实现。但是当采用压缩机压缩氢气时，过大的压力可能会造成管路损害；同时氢能产品所需氢气一般是低压氢气，无法满足使用要求；如再次配置减压阀，会导致能量损失过多，也对减压阀的选型造成了一定难度。

3、因此开发出一种适用于航空氢燃料发动机等需大流量供氢、供氢平稳且结构简单的氢能产品势在必行。

技术实现思路

1、针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种结构简单、供氢流量大的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统及供氢方法。

2、为解决上述技术问题，本发明提出的技术方案为：

3、一种航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，包括氢源、升温模块、减压模块和排空模块；

4、所述氢源的出口与升温模块的入口相连；所述升温模块的出口与减压模块的入口相连；

5、所述排空模块的一端连接至升温模块出口与减压模块入口之间的管路上，所述排空模块的另一端连接至减压模块出口的管道上；

6、所述升温模块包括罐体，所述罐体内部具有输氢通道，所述罐体于输氢通道的外侧设有多块折流板，用于形成水流通道。

7、作为上述技术方案的进一步改进：

8、所述减压模块包括第一减压单元和第二减压单元，所述第一减压单元包括第一自动减压阀和第一电磁阀；所述第二减压单元包括第二自动减压阀和第二电磁阀；

9、所述第一自动减压阀的入口与升温模块出口相连，第一自动减压阀的出口分别与第一电磁阀的入口和第二电磁阀的入口相连，所述第一电磁阀的出口和第二自动减压阀的出口相连。

10、所述第一电磁阀的出口和第二自动减压阀的出口均设有单向阀。

11、所述升温模块的入口设有第一开关阀，所述升温模块的出口设有第二开关阀。

12、所述排空模块包括第一排空电磁阀、第二排空电磁阀和排空管路；所述第一排空电磁阀的一端连接于升温模块的出口与第二开关阀之间，所述第二排空电磁阀的一端连接于减压模块的出口，所述第一排空电磁阀的另一端和第二排空电磁阀的另一端均与排空管路的一端相连。

13、所述水流通道呈s形布置。

14、所述升温模块的入口和出口均设有质量流量计。

15、所述氢源与升温模块之间设有压力传感器和温度传感器。

16、本发明还公开了一种基于如上所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统的供氢方法，包括步骤：

17、氮氢置换：氮气经升温模块进入后，再通过排空模块对各模块以及管路进行氮氢置换；

18、升温：氢气从氢源进入升温模块，利用水浴形式对氢气进行升温，再将高速氢气输入至减压模块；

19、减压：氢气进入减压模块后，通过减压模块减压至氢燃料发动机所需压力，并以减压前的流速流入氢燃料发动机。

20、作为上述技术方案的进一步改进：

21、在减压过程中，通过多次减压将氢气压力减至氢燃料发动机所需压力。

22、与现有技术相比，本发明的优点在于：

23、本发明的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，结构简单、成本低廉、供氢流量大、供氢压力精准平稳，可移动应用场景及环境广泛，其利用水浴升温氢气、质量流量计测试排空流速，使氢燃料发动机获得准确的大流量氢气，提升发动机动力。通过分段减压实现低压氢气的稳定流出，使氢燃料发动机能够稳定工作。整套系统集成车辆内，可为航空氢燃料发动机试验提供多场景的移动供氢，解决传统航空发动机试验车台不可移动、供氢流量小、供氢压力不精准的问题。

技术特征：

1.一种航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，包括氢源(1)、升温模块(6)、减压模块(9)和排空模块(10)；

2.根据权利要求1所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述减压模块(9)包括第一减压单元和第二减压单元，所述第一减压单元包括第一自动减压阀(901)和第一电磁阀(902)；所述第二减压单元包括第二自动减压阀(903)和第二电磁阀(904)；

3.根据权利要求2所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述第一电磁阀(902)的出口和第二自动减压阀(903)的出口均设有单向阀。

4.根据权利要求2或3所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述升温模块(6)的入口设有第一开关阀(5)，所述升温模块(6)的出口设有第二开关阀(8)。

5.根据权利要求4所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述排空模块(10)包括第一排空电磁阀(101)、第二排空电磁阀(102)和排空管路(103)；所述第一排空电磁阀(101)的一端连接于升温模块(6)的出口与第二开关阀(8)之间，所述第二排空电磁阀(102)的一端连接于减压模块(9)的出口，所述第一排空电磁阀(101)的另一端和第二排空电磁阀(102)的另一端均与排空管路(103)的一端相连。

6.根据权利要求1或2或3所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述水流通道(604)呈s形布置。

7.根据权利要求1或2或3所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述升温模块(6)的入口和出口均设有质量流量计。

8.根据权利要求1或2或3所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统，其特征在于，所述氢源(1)与升温模块(6)之间设有压力传感器(2)和温度传感器(3)。

9.一种基于权利要求1-8中任意一项所述的航天氢燃料发动机试验移动供氢系统的供氢方法，其特征在于，包括步骤：

10.根据权利要求9所述的供氢方法，其特征在于，在减压过程中，通过多次减压将氢气压力减至氢燃料发动机所需压力。

技术总结本发明公开了一种航天氢燃料发动机试验移动供氢系统及供氢方法，供氢系统包括氢源、升温模块、减压模块和排空模块；所述氢源的出口与升温模块的入口相连；所述升温模块的出口与减压模块的入口相连；所述排空模块的一端连接至升温模块出口与减压模块入口之间的管路上，所述排空模块的另一端连接至减压模块出口的管道上；所述升温模块包括罐体，所述罐体内部具有输氢通道，所述罐体于输氢通道的外侧设有多块折流板，用于形成水流通道。本发明具有结构简单、供氢流量大且稳定等优点。技术研发人员：范恩来,文志达,李林,孙双成,马德金,李小满,杨颖,黄志华,谢远来,孙尚林,张欢,李亚琦,唐颖,王雅楠,刘金赟,谭宝春受保护的技术使用者：株洲国创轨道科技有限公司技术研发日：技术公布日：2024/6/23