CN109407719A - 靶点补偿推进剂温控装置 - Google Patents

靶点补偿推进剂温控装置 Download PDF

Info

Publication number
CN109407719A
CN109407719A CN201811420734.XA CN201811420734A CN109407719A CN 109407719 A CN109407719 A CN 109407719A CN 201811420734 A CN201811420734 A CN 201811420734A CN 109407719 A CN109407719 A CN 109407719A
Authority
CN
China
Prior art keywords
propellant
temperature control
temperature
target spot
valve
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201811420734.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN109407719B (zh
Inventor
王开厅
王明迪
庄杰
朱晓骅
颜琛
田广
刘国栋
梁健
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Space Propulsion
Original Assignee
Shanghai Institute of Space Propulsion
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Space Propulsion filed Critical Shanghai Institute of Space Propulsion
Priority to CN201811420734.XA priority Critical patent/CN109407719B/zh
Publication of CN109407719A publication Critical patent/CN109407719A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109407719B publication Critical patent/CN109407719B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G05—CONTROLLING; REGULATING
    • G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
    • G05D23/00—Control of temperature
    • G05D23/19—Control of temperature characterised by the use of electric means
    • G05D23/1927—Control of temperature characterised by the use of electric means using a plurality of sensors
    • G05D23/193—Control of temperature characterised by the use of electric means using a plurality of sensors sensing the temperaure in different places in thermal relationship with one or more spaces
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/02—Details or accessories of testing apparatus

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明提供了一种靶点补偿推进剂温控装置，由主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元组成。主温控单元和靶点补偿模块用于推进剂温控和调节。推进剂循环供应模块用于常温推进剂的供应和未达标推进剂的回收利用。试验后处理单元在试验准备阶段用于管路排空，试验完成后用于清洗和吹除。本发明具有温控响应快、精度高、节能环保和推进剂持续循环供应等优点，进行液体火箭发动机的推进剂温控状态下的点火试验。

Description

靶点补偿推进剂温控装置
技术领域
本发明涉及一种靶点补偿推进剂温控装置。
背景技术
随着液体火箭发动机在卫星、飞船和导弹等飞行器动力系统上的广泛应用，对发动机性能的研究需要不断的深入。推进剂在贮箱中贮存的过程中会出现温度的变化，因此，在发动机进行地面试验时需模拟推进剂不同温度下，发动机的工作状态，以便于拥有推进剂温度对发动机性能影响的判断依据，为发动机的性能、可靠性提升提供数据支撑。因此，亟需开发一种能够对发动机试验用推进剂温度进行精确、高效控制的装置。
发明内容
本发明的目的在于提供一种靶点补偿推进剂温控装置。
为解决上述问题，本发明提供一种靶点补偿推进剂温控装置，包括：主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元，其中，
所述主温控单元，用于进行初级温控，并实现温控推进剂的供应；
所述靶点补偿模块，用于实现推进剂管路沿程温度补偿，及供应靶点温度的精确控制；
所述推进剂循环供应模块，用于实现常温推进剂的持续供给，并对控温过程中的推进剂进行收集，并循环使用；
所述试验后处理单元，用于进行试验前的管路排空及试验后的清洗、吹除。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述主温控单元由出液口、主温控箱体、排空阀、保温层、温控流量计、多点位温度传感器、出液阀、压力传感器、温控增压阀、温控增压口、温控泄压阀、温控泄压口、温控隔板、温控液位计、控温贮箱、推进剂、换热盘管、排空管、传感器测温头、控温层、温控主阀和温控手阀组成，其中，主温控单元的零部组件均在主温控箱体内，通过控温层对推进剂进行初级温控。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述的温控主阀用于控制主温控单元与推进剂循环供应模块的通断。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述控温层，采用气体换热和换热盘管相结合的方式对推进剂进行温度控制。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述换热盘管采用空间对称布局，根据多点位温度传感器的温度数据，进行单个换热盘管温控功率调节。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述的排空管接口位于控温贮箱的底部，待试验完成后可将控温贮箱内的推进剂排空，同时具有排污的功能。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述多点位温度传感器用于检测推进剂空间各层的温度，为温度控制提供依据。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述靶点补偿模块由主动控温管、导热油箱体、控温导热油、推进剂盘管组成。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述导热油箱体内有控温导热油和推进剂盘管，推进剂在推进剂盘管内流动，通过控温导热油对推进剂进行温度精调。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述推进剂循环供应模块由手动排气阀、手动排气口、容器增压口、容器增压阀、容器压力传感器、容器放气阀、容器放气口、容器液位计、推进剂容器、推进剂、容器底阀、主流量计、推进剂主阀、过滤器、气动回流阀和发动机组成。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述靶点补偿模块，用于在发动机的推进剂入口进行温度精确调节控制，并以主温控单元的调节温度为基点，进行推进剂温度的双向调节。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述气动回流阀，用于将未达到目标温度的推进剂回流到推进剂容器中。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述试验后处理单元由吹除阀、清洗阀、吹除单向阀、清洗过滤器、手动回收阀、玻璃视盅和气动回收阀组成。
进一步的，在上述靶点补偿推进剂温控装置中，所述气动回收阀，用于在打开时进行控温贮箱吹除、排污。
与现有技术相比，本发明装置由主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元组成。主温控单元和靶点补偿模块用于推进剂温控和调节。推进剂循环供应模块用于常温推进剂的供应和未达标推进剂的回收利用。试验后处理单元在试验准备阶段用于管路排空，试验完成后用于清洗和吹除。具有温控响应快、精度高、节能环保和推进剂持续循环供应等优点，进行液体火箭发动机的推进剂温控状态下的点火试验。本发明利用主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元实现液体火箭发动试验供应推进剂温度的精确控制。对发动机在不同推进剂温度下的性能指标进行评测，使得地面试验数据更加全面，为发动机的研制和优化提供数据支撑。
附图说明
图1是本发明一实施例的靶点补偿推进剂温控装置的主温控单元原理图；
图2是本发明一实施例的靶点补偿推进剂温控装置的温控装置原理图；
图3是本发明一实施例的靶点补偿推进剂温控装置的靶点补偿模块原理图；
图中，1.出液口，2.主动控温管，3.主温控箱体，4.排空阀，5.保温层，6.温控流量计，7.多点位温度传感器，8.出液阀，9.压力传感器，10.温控增压阀，11.温控增压口，12.温控泄压阀，13.温控泄压口，14.温控隔板，15.温控液位计，16.控温贮箱，17.推进剂Ⅰ，18.换热盘管，19.排空管，20.传感器测温头，21.控温层，22.手动排气阀，23.手动排气口，24.容器增压口，25.容器增压阀，26.容器压力传感器，27.容器放气阀，28.容器放气口29.容器液位计，30.推进剂容器，31.推进剂Ⅱ，32.容器底阀，33.主流量计，34.吹除阀，35.清洗阀，36.吹除单向阀，37.清洗过滤器，38.推进剂主阀，39.过滤器，40.手动回收阀，41.温控主阀，42.温控手阀，43.气动回流阀，44.玻璃视盅，45.气动回收阀，46.发动机，47.导热油箱体，48.控温导热油，49.推进剂盘管。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
如图1所示，本发明提供一种靶点补偿推进剂温控装置，包括：主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元，其中，
所述主温控单元，用于进行初级温控，并实现温控推进剂的供应；
所述靶点补偿模块，用于实现推进剂管路沿程温度补偿，及供应靶点温度的精确控制；
所述推进剂循环供应模块，用于实现常温推进剂的持续供给，并对控温过程中的推进剂进行收集，并循环使用；
所述试验后处理单元，用于进行试验前的管路排空及试验后的清洗、吹除。
在此，本发明提供了一种快响应循环节能靶点补偿推进剂温控装置。本发明装置由主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元组成。主温控单元和靶点补偿模块用于推进剂温控和调节。推进剂循环供应模块用于常温推进剂的供应和未达标推进剂的回收利用。试验后处理单元在试验准备阶段用于管路排空，试验完成后用于清洗和吹除。具有温控响应快、精度高、节能环保和推进剂持续循环供应等优点，进行液体火箭发动机的推进剂温控状态下的点火试验。本发明利用主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元实现液体火箭发动试验供应推进剂温度的精确控制。对发动机在不同推进剂温度下的性能指标进行评测，使得地面试验数据更加全面，为发动机的研制和优化提供数据支撑。
图1是本发明一实施例的靶点补偿推进剂温控装置的主温控单元原理图；图2是本发明一实施例的靶点补偿推进剂温控装置的温控装置原理图；图3是本发明一实施例的靶点补偿推进剂温控装置的靶点补偿模块原理图；
图中，1.出液口，2.主动控温管，3.主温控箱体，4.排空阀，5.保温层，6.温控流量计，7.多点位温度传感器，8.出液阀，9.压力传感器，10.温控增压阀，11.温控增压口，12.温控泄压阀，13.温控泄压口，14.温控隔板，15.温控液位计，16.控温贮箱，17.推进剂Ⅰ，18.换热盘管，19.排空管，20.传感器测温头，21.控温层，22.手动排气阀，23.手动排气口，24.容器增压口，25.容器增压阀，26.容器压力传感器，27.容器放气阀，28.容器放气口29.容器液位计，30.推进剂容器，31.推进剂Ⅱ，32.容器底阀，33.主流量计，34.吹除阀，35.清洗阀，36.吹除单向阀，37.清洗过滤器，38.推进剂主阀，39.过滤器，40.手动回收阀，41.温控主阀，42.温控手阀，43.气动回流阀，44.玻璃视盅，45.气动回收阀，46.发动机，47.导热油箱体，48.控温导热油，49.推进剂盘管。
如图1～3所示，本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述的主温控单元由出液口1、主温控箱体3、排空阀4、保温层5、温控流量计6、多点位温度传感器7、出液阀8、压力传感器9、温控增压阀10、温控增压口11、温控泄压阀12、温控泄压口13、温控隔板14、温控液位计15、控温贮箱16、推进剂Ⅰ17、换热盘管18、排空管19、传感器测温头20、控温层21、温控主阀41和温控手阀42组成，其中，主温控单元的零部组件均在主温控箱体3内，通过控温层21对推进剂Ⅰ17进行初级温控。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述的温控主阀41用于控制主温控单元与推进剂循环供应模块的通断，可实现主温控单元的常温推进剂加注和试验过程中控温推进剂的供应。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述控温层21，采用气体换热和换热盘管18相结合的方式对推进剂Ⅰ17进行温度控制。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述的换热盘管18采用空间对称布局，根据多点位温度传感器7的温度数据，进行单个换热盘管18温控功率调节，使得推进剂Ⅰ17温度分布更加均匀，避免出现温度分层。
在此，所述的换热盘管18采取空间分层布局方式，并通过对进入单个换热盘管18的导热油的流量进行换热功率的控制，实现推进剂Ⅰ17的局部温度调节。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述的排空管19接口位于控温贮箱16的底部，待试验完成后可将控温贮箱16内的推进剂Ⅰ17排空，同时具有排污的功能。
在此，所述排空管19，用于试验完成后将控温贮箱16内的推进剂Ⅰ17挤压到推进剂容器30中，完成排空。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述多点位温度传感器7用于检测推进剂Ⅰ17空间各层的温度，为温度控制提供依据。
在此，所述多点位温度传感器7采取多点空间分层设计，具有更多的温度测点，有效避免推进剂Ⅰ17的温度分层和不均。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述靶点补偿模块由主动控温管2、导热油箱体47、控温导热油48、推进剂盘管49组成。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述导热油箱体47内有控温导热油48和推进剂盘管49，推进剂在推进剂盘管49内流动，通过控温导热油48对推进剂进行温度精调。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述推进剂循环供应模块由手动排气阀22、手动排气口23、容器增压口24、容器增压阀25、容器压力传感器26、容器放气阀27、容器放气口28、容器液位计29、推进剂容器30、推进剂Ⅱ31、容器底阀32、主流量计33、推进剂主阀38、过滤器39、气动回流阀43和发动机46组成。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述的靶点补偿模块，用于在发动机46的推进剂入口进行温度精确调节控制，并以主温控单元的调节温度为基点，进行推进剂温度的双向调节，达到快速响应，节能环保的目标。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述气动回流阀43，用于将未达到目标温度的推进剂回流到推进剂容器30中，实现重复循环利用，充分利用该部分推进剂的潜热。
在此，所述的气动回流阀43用于未达温控目标的推进剂回流，推进剂沿主管路回流到推进剂容器30中，供再次使用，充分利用该部分推进剂中的潜热。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述试验后处理单元由吹除阀34、清洗阀35、吹除单向阀36、清洗过滤器37、手动回收阀40、玻璃视盅44和气动回收阀45组成。
本发明的靶点补偿推进剂温控装置一实施例中，所述气动回收阀45，用于在打开时进行控温贮箱16吹除、排污。
下面结合附图所示进一步说明本发明的详细内容及其具体实施方式。
参见图1、2、3，主温控单元由1、3、4、5、6、7、8、9、10、11、12、13、14、15、16、17、18、19、20、21、41、42组成。通过控温层21对推进剂Ⅰ17进行初级温控，保温层5对管路、阀门和温控流量计6进行温度保持。靶点补偿模块由2、47、48、49组成，用于沿程推进剂热损补偿和供应靶点推进剂温度的精确控制。推进剂循环供应模块由22、23、24、25、26、27、28、29、30、31、32、33、38、39、43、46组成，用于常温推进剂的持续供给，并对未达到控温目标的推进剂进行收集，循环使用。试验后处理单元由34、35、36、37、40、44、45组成，可实现试验前的管路排空及试验后的清洗、吹除。
具体实施过程如下：
初始状态：所有阀门均处于关闭状态，打开容器增压阀25，对推进剂容器30进行增压，打开容器底阀32、推进剂主阀38、温控主阀41、温控手阀42和出液阀8，常温推进剂Ⅱ31进入到控温贮箱16中，通过温控流量计6、温控液位计15可得到控温贮箱16内的液位信息，当加注量满足要求后，关闭推进剂主阀38和温控主阀41，开始对推进剂Ⅰ17进行温度调节。假设试验需求的推进剂温度为-5℃，在对推进剂Ⅰ17进行降温时，采取过冲的方式，将温度降低到-5.5℃。控温层21通过循环冷气进行降温，通过多点位温度传感器7对控温贮箱16内各点的推进剂Ⅰ17温度进行检测，通过对换热盘管18内的导热油流量控制实现单个换热盘管18的换热量的控制，实现不同区域推进剂Ⅰ17的温度调节，实现推进剂Ⅰ17空间各层的均匀降温，避免温度分层。多点位温度传感器7检测到的温度与目标温度-5.5℃差距较大时，增大换热盘管18内的导热油流量以及与外部推进剂Ⅰ17的温差，开启快速降温模式。当实时温度与目标温度的温差小于1℃时，换热盘管18主要用于调节控温贮箱16内各点的推进剂Ⅰ17温度的均匀性，利用控温层21内绕控温贮箱16循环流动的冷气进行降温。冷气降温温度惯性小，便于实现精确、快速控制。通过上述方式可以实现推进剂Ⅰ17的快速降温及温度的精确控制。待推进剂Ⅰ17温度满足要求后，打开温控增压阀10对控温贮箱16进行增压，打开温控主阀41、气动回流阀43进行管路预冷，推进剂Ⅰ17回流到推进剂容器30中，满足要求后，关闭气动回流阀43，进行发动机点火试验。靶点补偿模块可以对推进剂Ⅰ17沿程热损进行补偿，并且以主温控单元的控制温度为基点，进行±1℃的调节。实现发动机用推进剂的快响应、高精度控温。控温贮箱16内的推进剂Ⅰ17使用完毕后，重复上述过程。发动机试验完成后，关闭出液阀8，打开排空阀4、气动回流阀43，对控温贮箱16内的推进剂Ⅰ17进行排空，依次操作吹除阀34、清洗阀35，对管路系统进行中和、清洗和吹除，完成后关闭所有阀门。
本发明的快响应循环节能靶点补偿推进剂温控装置可以实现发动机试验过程中供应推进剂温度的精确控制。通过靶点补偿模块进行推进剂温度的精确控制、热损补偿和快速响应。未达到温度控制目标的推进剂可往复循环使用，充分利用温控后推进剂中的潜热，达到节能环保、高效节能的目标，具有良好的应用价值和推广前景。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
显然，本领域的技术人员可以对发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。

Claims (14)

1.一种靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，包括：主温控单元、靶点补偿模块、推进剂循环供应模块和试验后处理单元，其中，
所述主温控单元，用于进行初级温控，并实现温控推进剂的供应；
所述靶点补偿模块，用于实现推进剂管路沿程温度补偿，及供应靶点温度的精确控制；
所述推进剂循环供应模块，用于实现常温推进剂的持续供给，并对控温过程中的推进剂进行收集，并循环使用；
所述试验后处理单元，用于进行试验前的管路排空及试验后的清洗、吹除。
2.如权利要求1所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述主温控单元由出液口、主温控箱体、排空阀、保温层、温控流量计、多点位温度传感器、出液阀、压力传感器、温控增压阀、温控增压口、温控泄压阀、温控泄压口、温控隔板、温控液位计、控温贮箱、推进剂、换热盘管、排空管、传感器测温头、控温层、温控主阀和温控手阀组成，其中，主温控单元的零部组件均在主温控箱体内，通过控温层对推进剂进行初级温控。
3.如权利要求2所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述的温控主阀用于控制主温控单元与推进剂循环供应模块的通断。
4.如权利要求2所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述控温层，采用气体换热和换热盘管相结合的方式对推进剂进行温度控制。
5.如权利要求2所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述换热盘管采用空间对称布局，根据多点位温度传感器的温度数据，进行单个换热盘管温控功率调节。
6.如权利要求2所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述的排空管接口位于控温贮箱的底部，待试验完成后可将控温贮箱内的推进剂排空，同时具有排污的功能。
7.如权利要求2所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述多点位温度传感器用于检测推进剂空间各层的温度，为温度控制提供依据。
8.如权利要求2所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述靶点补偿模块由主动控温管、导热油箱体、控温导热油、推进剂盘管组成。
9.如权利要求8所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述导热油箱体内有控温导热油和推进剂盘管，推进剂在推进剂盘管内流动，通过控温导热油对推进剂进行温度精调。
10.如权利要求8所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述推进剂循环供应模块由手动排气阀、手动排气口、容器增压口、容器增压阀、容器压力传感器、容器放气阀、容器放气口、容器液位计、推进剂容器、推进剂、容器底阀、主流量计、推进剂主阀、过滤器、气动回流阀和发动机组成。
11.如权利要求10所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述靶点补偿模块，用于在发动机的推进剂入口进行温度精确调节控制，并以主温控单元的调节温度为基点，进行推进剂温度的双向调节。
12.如权利要求10所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述气动回流阀，用于将未达到目标温度的推进剂回流到推进剂容器中。
13.如权利要求10所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述试验后处理单元由吹除阀、清洗阀、吹除单向阀、清洗过滤器、手动回收阀、玻璃视盅和气动回收阀组成。
14.如权利要求13所述的靶点补偿推进剂温控装置，其特征在于，所述气动回收阀，用于在打开时进行控温贮箱吹除、排污。
CN201811420734.XA 2018-11-27 2018-11-27 靶点补偿推进剂温控装置 Active CN109407719B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811420734.XA CN109407719B (zh) 2018-11-27 2018-11-27 靶点补偿推进剂温控装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811420734.XA CN109407719B (zh) 2018-11-27 2018-11-27 靶点补偿推进剂温控装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109407719A true CN109407719A (zh) 2019-03-01
CN109407719B CN109407719B (zh) 2020-12-04

Family

ID=65455612

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811420734.XA Active CN109407719B (zh) 2018-11-27 2018-11-27 靶点补偿推进剂温控装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109407719B (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022077079A1 (pt) * 2020-10-16 2022-04-21 Comando De Operações Aeroespaciais - Comae Método de controle de razão de mistura por atuação térmica nos tanques de propelentes de sistemas espaciais
CN114607527A (zh) * 2022-03-23 2022-06-10 北京航天雷特机电工程有限公司 一种航天发动机推进剂的温控输送系统

Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0628041A (ja) * 1992-07-07 1994-02-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 排気温度制御装置の試験装置
CN101781156A (zh) * 2009-01-15 2010-07-21 北京航空航天大学 过氧化氢供应系统及安全操作方法
CN102392757A (zh) * 2011-09-29 2012-03-28 北京航空航天大学 一种固体锂推进剂恒温液态输送装置及其输送方法
CN102445347A (zh) * 2011-09-29 2012-05-09 北京航空航天大学 一种电推进发动机试验的锂推进剂供给装置及其供给方法
CN102507197A (zh) * 2011-09-29 2012-06-20 北京航空航天大学 一种具有管路吹除功能的固体锂推进剂恒温液态输送装置
CN103017852A (zh) * 2012-12-28 2013-04-03 中国人民解放军国防科学技术大学 贮箱液体推进剂量测量方法
CN103792966A (zh) * 2014-01-27 2014-05-14 西安航天动力试验技术研究所 发动机热环境试验推进剂恒温供应系统
US20150005990A1 (en) * 2013-03-14 2015-01-01 Rolls-Royce Corporation Intelligent integrated propulsion control system and method
CN105627638A (zh) * 2015-12-29 2016-06-01 西安交通大学 一种低温推进剂快速过冷装置
CN106583367A (zh) * 2016-11-24 2017-04-26 北京航天试验技术研究所 一种推进剂贮箱的汽相清洗系统及方法
EP3165891A1 (en) * 2015-11-06 2017-05-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Process for testing a compressor or a combustor of a gas turbine engine using a large compressed air storage reservoir
CN107726040A (zh) * 2017-10-27 2018-02-23 中国矿业大学 一种带有控压装置的低温推进剂储罐
US20180238272A1 (en) * 2013-03-16 2018-08-23 Earl W. Renaud Tri-propellant rocket engine for space launch applications

Patent Citations (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPH0628041A (ja) * 1992-07-07 1994-02-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 排気温度制御装置の試験装置
CN101781156A (zh) * 2009-01-15 2010-07-21 北京航空航天大学 过氧化氢供应系统及安全操作方法
CN102392757A (zh) * 2011-09-29 2012-03-28 北京航空航天大学 一种固体锂推进剂恒温液态输送装置及其输送方法
CN102445347A (zh) * 2011-09-29 2012-05-09 北京航空航天大学 一种电推进发动机试验的锂推进剂供给装置及其供给方法
CN102507197A (zh) * 2011-09-29 2012-06-20 北京航空航天大学 一种具有管路吹除功能的固体锂推进剂恒温液态输送装置
CN103017852A (zh) * 2012-12-28 2013-04-03 中国人民解放军国防科学技术大学 贮箱液体推进剂量测量方法
US20150005990A1 (en) * 2013-03-14 2015-01-01 Rolls-Royce Corporation Intelligent integrated propulsion control system and method
US20180238272A1 (en) * 2013-03-16 2018-08-23 Earl W. Renaud Tri-propellant rocket engine for space launch applications
CN103792966A (zh) * 2014-01-27 2014-05-14 西安航天动力试验技术研究所 发动机热环境试验推进剂恒温供应系统
EP3165891A1 (en) * 2015-11-06 2017-05-10 Florida Turbine Technologies, Inc. Process for testing a compressor or a combustor of a gas turbine engine using a large compressed air storage reservoir
CN105627638A (zh) * 2015-12-29 2016-06-01 西安交通大学 一种低温推进剂快速过冷装置
CN106583367A (zh) * 2016-11-24 2017-04-26 北京航天试验技术研究所 一种推进剂贮箱的汽相清洗系统及方法
CN107726040A (zh) * 2017-10-27 2018-02-23 中国矿业大学 一种带有控压装置的低温推进剂储罐

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
何常青: ""航天xx吨氢氧发动机试验系统低温燃料贮箱关键技术及其应用研究"", 《中国优秀硕士学位论文全文数据库工程科技Ⅱ辑》 *

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2022077079A1 (pt) * 2020-10-16 2022-04-21 Comando De Operações Aeroespaciais - Comae Método de controle de razão de mistura por atuação térmica nos tanques de propelentes de sistemas espaciais
US12110847B2 (en) 2020-10-16 2024-10-08 Comando De Operações Aeroespaciais—Comae Method for controlling mixing ratio by thermal action in the propellant tanks of space systems
CN114607527A (zh) * 2022-03-23 2022-06-10 北京航天雷特机电工程有限公司 一种航天发动机推进剂的温控输送系统
CN114607527B (zh) * 2022-03-23 2023-09-05 北京航天雷特机电工程有限公司 一种航天发动机推进剂的温控输送系统

Also Published As

Publication number Publication date
CN109407719B (zh) 2020-12-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN111272433B (zh) 真空环境下姿轨控发动机低温试验系统及试验方法
Chowdhury et al. Total Thermal management of battery electric vehicles (BEVs)
KR100706046B1 (ko) 환경 친화형 선박 열교환장치 및 방법
CN102095447B (zh) 一种多介质组合型换热器试验台
CN109407719A (zh) 靶点补偿推进剂温控装置
CN104850153B (zh) 一种平流层飞艇电子设备舱温度控制系统及控制方法
CN102768548B (zh) 用于热真空试验的热沉控温系统及控温方法
CN105485834B (zh) 一种临近空间密封舱的温度控制系统
CN106198048B (zh) 车辆冷却系统冷侧阻力模拟测试试验台及其方法
CN109682603A (zh) 亚声速舱段级热控设计的地面试验验证系统
Nasri et al. Thermal management of fuel cell-driven vehicles using HT-PEM and hydrogen storage
CN206054091U (zh) 中冷器温度控制装置及系统
CN110307051B (zh) 一种无人潜航器动力性能的陆上测试系统及其测试方法
CN105035355A (zh) 一种热负载功率模拟方法及热负载模拟系统
CN113406141B (zh) 超临界二氧化碳微通道换热实验系统
CN117990306A (zh) 一种气动燃气蝶阀密封性测试系统及测试方法
CN208333876U (zh) 一种汽车散热器冷热冲击试验装置
CN201540209U (zh) 高效热交换系统
CN105151314B (zh) 一种燃油系统的操作方法
CN210571817U (zh) 高低温气体冲击试验箱
CN205811019U (zh) 一种水传热式动力电池恒温系统
CN209689940U (zh) 换热设备检验装置及其检验平台
CN209783928U (zh) 一种lng卡车用汽化器性能试验装置
CN203642460U (zh) 一种三级控温冷却水箱
CN219800931U (zh) 直冷式氢气防爆温控系统

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant