CN110307989A - 一种adn基姿控推力器地面试验装置及试验方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种ADN基姿控推力器地面试验装置及试验方法，气源中预设压力的气体介质依次经过第一单向阀、第一电磁阀、进入贮箱，驱动贮箱内的液体推进剂向下游流动，液体推进剂依次经过第四电磁阀、过滤器、第二单向阀、流量计、第六电磁阀进入推力器，在推进剂内经雾化、催化分解、燃烧产生高温气体；所述中红外激光测量系统实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；近红外激光测量系统用于实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置用于实时测量推力器外壁面的温度；所述内壁温测量装置实时测量用于测量推力器燃烧室内壁面的温度；所述压力测量装置用于测量推力器燃烧室内的压力。
Description
技术领域
本发明涉及用于卫星姿态调整的ADN基推力器地面试验装置及试验方法，属于宇航推进和燃烧诊断研究领域。
背景技术
推进系统是卫星的关键部件，目前已有的推进技术以单组元推进、双组元推进以及电推进为主要方式。长期以来，基于肼类推进剂的单组元化学推进方式，以其结构简单和高可靠性，广泛应用于国内外近地轨道卫星的推进系统。但是肼类推进剂的较高毒性和致癌特征，对于推进剂的贮存、使用、维护提高了要求，限制了它的进一步发展。基于对下一代卫星推进系统的长期贮存、比冲高、对环境友好等要求，国际上广泛开展了对绿色推进剂的研究，绿色推进技术已经成为了空间推进技术领域的研究热点[4]。在众多的备选推进剂中，离子液体以其高能、绿色无毒、相容性好、低特征信号等特性，成为了新型绿色推进剂的合适候选，其中最有应用潜力的离子液体推进剂包括：ADN([NH4]+[N(NO2)2]-)和HAN([NH3OH]+[NO3]-)。ADN推进剂和HAN推进剂的密度比冲要远高于现有的肼推进剂，HAN基推进剂比冲更高，但存在燃烧不稳定等问题，ADN基推进剂目前已经进入应用研究阶段，是国内外下一代卫星推进剂的研究重点。
单组元卫星推力器地面点火实验欠缺有效的内流测试手段，无法对燃气参数进行诊断。传统的地面测试一般使用推力台架测力、壁面压力传感器测静压、热电偶测外壁温度等，利用获得的平均推力、燃烧室压力和外壁温度等参数评估推力器的工作状态和稳定性。该测试方法仅能对整机状态有大概认识，无法深入了解燃烧室内推进剂分解和燃烧的过程。内部气流参数，特别是组分浓度的定量诊断在国内外单组元化学推力器地面实验中几乎是空白；另一方面，传统接触式内流传感器，会直接影响当地的化学反应和气流状态，对于厘米尺度的微推力器更难以使用，这都要求发展一套新的地面试验装置，提供满足ADN基整机性能和ADN基推进剂分解、燃烧过程研究的试验能力。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种ADN基姿控推力器地面试验装置及试验方法，通过对推力器外壁、内壁温度、推力器内燃气压力、燃气温度和组分浓度的在线定量测量，可以同时实现对ADN基姿控推力器整机性能和ADN基推进剂分解燃烧过程的试验研究。
本发明的技术方案是：一种ADN基姿控推力器地面试验装置，该试验装置包括气源、第一单向阀、第一电磁阀、贮箱、第四电磁阀、过滤器、第二单向阀、流量计、第六电磁阀、外壁温测量装置、内壁温测量装置、中红外激光测量系统、近红外激光测量系统、压力测量装置；
气源中预设压力的气体介质依次经过第一单向阀、第一电磁阀、进入贮箱，驱动贮箱内的液体推进剂向下游流动，液体推进剂依次经过第四电磁阀、过滤器、第二单向阀、流量计、第六电磁阀进入推力器，在推进剂内经雾化、催化分解、燃烧产生高温气体，该高温气体通过推进剂的尾喷管喷出产生推力；
所述中红外激光测量系统实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；近红外激光测量系统用于实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置用于实时测量推力器外壁面的温度；所述内壁温测量装置实时测量用于测量推力器燃烧室内壁面的温度；所述压力测量装置用于测量推力器燃烧室内的压力。
所述ADN基姿控推力器地面试验装置还包括第一压力传感器，连接在第一单向阀、第一电磁阀之间，用于测量气源的压力值。
所述ADN基姿控推力器地面试验装置还包括第二压力传感器位于第六电磁阀和推力器之间，用于测量液体推进剂在所述推力器上游的驱动压力。
所述ADN基姿控推力器地面试验装置还包括第二电磁阀，所述第二电磁阀的一端与第一电磁阀的输入端并联连接，另一端直接接入大气或收集装置。
所述ADN基姿控推力器地面试验装置还包括第三电磁阀和第五电磁阀，第三电磁阀的一端与第一电磁阀的输入端并联连接，另一端与过滤器的输出端并联连通至第二单向阀的输入端，所述第五电磁阀连接在第二单向阀与第六电磁阀之间，另一端连接至吹除管路。
所述推力器燃烧室两侧嵌入光学窗口。
所述外壁温测量装置是K型热电偶，通过点焊的方式焊接在推力器(15)外壁面。
所述内壁温测量装置为单比色高温计、双比色高温计或者红外热像仪。
本发明的另一个技术解决方案是：一种基于上述ADN基姿控推力器的地面试验方法，包括燃烧试验步骤:
(1.1)、保持第一电磁阀、第四电磁阀和第六电磁阀为开启状态，第二电磁阀，第三电磁阀和第五电磁阀为关闭状态；
(1.2)、调节气源中高压气体介质至设定压力值，使得气源中高压气体介质依次经过第一单向阀、第一电磁阀、进入贮箱，驱动贮箱内的液体推进剂向下游流动，液体推进剂依次经过第四电磁阀、过滤器、第二单向阀、流量计、第六电磁阀进入推力器，在推进剂内经雾化、催化分解、燃烧产生高温气体，该高温气体通过推进剂的尾喷管喷出产生推力；
(1.3)、采用中红外激光测量系统实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；近红外激光测量系统实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置实时测量推力器外壁面的温度；所述内壁温测量装置测量用于测量推力器燃烧室内壁面的温度，所述流量计实时测量贮箱内的液体推进剂的流量。
上述ADN基姿控推力器地面试验方法，还包括吹除步骤：
(2.1)、保持第二电磁阀、第一电磁阀、第四电磁阀和第六电磁阀关闭状态；
(2.2)、打开第三电磁阀和第五电磁阀；
(2.3)、调节气源所述ADN基姿控推力器地面试验装置还包括排气步骤，所述排气步骤为：
(3a.1)、调节气源中高压气体介质设定压力值为0；
(3a.2)、保持第一电磁阀、第四电磁阀、第三电磁阀和第五电磁阀为关闭状态；
(3a.3)、开启第二电磁阀，排除管路中残存的所述高压气体介质。
(3a.4)、关闭第二电磁阀。
第二种排气步骤为：
(3b.1)、保持第一电磁阀、第四电磁阀、第三电磁阀和第五电磁阀为关闭状态；
(3b.2)、调节气源中高压气体介质设定压力值为大于零的某一个预设值；
(3b.3)、一段时间后，调节气源中高压气体介质设定压力值为0；
(3b.4)、开启第二电磁阀、排除管路中残存的所述高压气体介质；
(3b.5)关闭第二电磁阀。
本发明与现有技术相比的优点如下：
(1)、本发明的ADN基姿控推力器的地面试验装置提供了多种接触式、非接触式测量手段，可实现对于推力器外壁、内壁温度、推力器内燃气压力、燃气温度和组分浓度的在线定量测量；
(2)、本发明提供了的ADN基姿控推力器的地面试验装置，基于对推力器燃烧室压力和温度参数的测量可以实现对ADN基姿控推力器整机性能的定量评估，基于对ADN推进剂关键组分N2O,NO,CO的在线测量可以实现对ADN基推进剂分解、燃烧过程的研究。
(3)、本发明ADN基姿控推力器的地面试验装置通过气源压力的调节可以实现对于推进剂流量的调节；
(4)、本发明采用内壁面测量装置、中红外激光测量系统和近红外激光测量系统等多个测量系统实现对于推力器燃烧参数的非接触式测量，避免了测量对于流场的干扰。
(5)、本发明基于提供了一种ADN基姿控推力器的地面试验装置，可以通过程序编程-远程自动化控制推力器的地面试验开展、推进剂吹除和管路排气，最大化的减少了人员手动介入试验现场，保障人员安全，同时有利于提高地面试验研究的效率。
附图说明
图1为本发明的一种ADN基姿控推力器地面试验装置的布局示意图。
具体实施方式
以下结合附图和实施例对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明提供了一种ADN基姿控推力器地面试验装置的某一具体实施例，该地面试验装置包括气源1、第一单向阀2、第一压力传感器3、第二电磁阀6、第一电磁阀4、贮箱5、第四电磁阀8、过滤器9、第二单向阀10、流量计11、第六电磁阀13、第三电磁阀7、第五电磁阀12、第二压力传感器14、外壁温测量装置16、内壁温测量装置17、中红外激光测量系统18、近红外激光测量系统19、压力测量装置20。
气源1的输出端连接第一单向阀2，第一单向阀2连接第一电磁阀4，第一电磁阀4连接贮箱5，贮箱5连接第四电磁阀8，第四电磁阀8连接过滤器9，过滤器9连接第二单向阀10，第二单向阀10连接流量计11，流量计11连接第六电磁阀13，第六电磁阀13连接推力器15；第二电磁阀6的一端与第一电磁阀4的输入端并联连接，另一端直接接入大气或收集装置。第三电磁阀7的一端与第一电磁阀4的输入端并联连接，另一端与过滤器9的输出端并联连通至第二单向阀10的输入端，所述第五电磁阀12连接在第二单向阀10与第六电磁阀13之间，另一端连接至吹除管路。
第一压力传感器3连接在第一单向阀2、第一电磁阀4之间，用于测量气源1的压力值。
第二压力传感器14位于第六电磁阀13和推力器15之间，用于实时监测液体推进剂在所述推力器15上游的驱动压力。管路无泄漏的情况下该驱动压力应当与气源1的压力值相等。
所述推力器15为进行了优化设计的ADN基光学推力器，其燃烧室两侧嵌入光学窗口，可以满足对所述高温气体的非接触式光学测量。
所述第一单向阀2是保证气源1产生的高压气体介质只能从上游向下游单一方向流动，所述第二单向阀10是保证贮箱5内的液体推进剂只能从上游向下游单一方向流动，不能反向流动。
所述过滤器9是对贮箱5内的液体推进剂进行过滤，过滤推进剂和管路中的杂质，保证纯净的液体推进剂进入推力器15。
所述流量计11是实时测量贮箱5内的液体推进剂的流量。
所述中红外激光测量系统18实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；近红外激光测量系统19用于实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置16用于实时测量推力器15外壁面的温度；所述内壁温测量装置17实时测量用于测量推力器15燃烧室内壁面的温度；所述流量计11是实时测量贮箱5内的液体推进剂的流量；所述压力测量装置20用于测量推力器15燃烧室内的压力。
所述外壁温测量装置16是K型热电偶，通过点焊的方式焊接在推力器15外壁面。
所述内壁温测量装置17为可以为单比色高温计、双比色高温计或者红外热像仪。
所述中红外激光测量系统18包含两套中心波长分别在4.6μm和5.2μm的中红外量子级联激光吸收光谱测量系统，其中4.6μm中红外量子级联激光吸收光谱测量系统可以实现对于所述推力器15内部所述高温气体中CO,N2O关键组分浓度的实时测量，5.2μm中红外量子级联激光吸收光谱测量系统可以实现对于所述推力器15内部所述高温气体中NO组分的测量，N2O和NO用于表征推进剂的催化反应，CO用于表征推进剂的燃烧反应。中红外光波波长一般为：(2.5-3)～(20-40)μm。中红外激光测量系统18采用非接触式测量原理进行测量，包括中红外辐射端和中红外接收端，中红外辐射端和中红外接收端分别放置在推力器15的两侧，在中红外待测横截面上,中红外辐射端对准推力器15燃烧室的内部高温气体发射激光信号，红外接收端接收激光散射信号，完成测量。
所述近红外激光测试系统19是中心波长在1.4μm附近的H2O双线-近红外激光吸收光谱测量系统(TDLAS)，可以实现对于所述推力器15内部所述高温气体温度的实时测量。近红外光波波长一般为：(0.75-1)～(2.5-3)μm。近红外激光测试系统19采用非接触式测量原理进行测量，包括近红外发射端和近红外接收端，近红外辐射端和中红外接收端分别放置在推力器15的两侧，在近红外待测横截面上,中红外辐射端对准推力器15燃烧室的内部高温气体发射激光信号，红外接收端接收激光散射信号，完成测量。
所述压力测量装置20为耐高温高频压力传感器，瞬态(<100ms)耐温可达2000℃，长时间10s可耐温300℃，频率响应20kHz。压力测量装置20沿径向推力器15燃烧室壁上。
所述第一电磁阀4、第二电磁阀6、第三电磁阀7、第四电磁阀8、第五电磁阀12、第六电磁阀13均由24V直流电源驱动，程序，所述第一电磁阀4、第二电磁阀6、第三电磁阀7、第四电磁阀8、第五电磁阀12、第六电磁阀13通过编写程序自动实现开启和关闭,所述程序编写基于PID开发环境进行。
液体推进剂的流量与气源1的压力值成正比，气源1的压力值和液体推进剂的流量用于表征地面试验的工况。
推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度，高温气体的温度推力器15外壁面的温度用来评价ADN基推进剂分解燃烧过程。
推力器15燃烧室内壁面的温度，推力器15燃烧室内的压力用于评价ADN基姿控推力器整机性能。
基于上述ADN基姿控推力器的地面试验设备，本发明提供了一种ADN基姿控推力器的地面试验方法，实现对于ADN基姿控推力器整机性能和ADN基推进剂分解燃烧过程的地面试验研究。该方法具体包括
(1)、燃烧试验步骤：
(1.1)、保持第一电磁阀4、第四电磁阀8和第六电磁阀13为开启状态，第二电磁阀6，第三电磁阀7和第五电磁阀12为关闭状态；
(1.2)、调节气源1中高压气体介质至设定压力值，使得气源1中预设压力的气体介质依次经过第一单向阀2、第一电磁阀4、进入贮箱5，驱动贮箱5内的液体推进剂向下游流动，液体推进剂依次经过第四电磁阀8、过滤器9、第二单向阀10、流量计11、第六电磁阀13进入推力器15，在推进剂15内经雾化、催化分解、燃烧产生高温气体，该高温气体通过推进剂15的尾喷管喷出产生推力；所述高压气体介质可以是不与推进机发生化学反应的气体，一般选择氮气，也可以是氦气。所述设定压力值的取值范围为0.4～1.2Mpa。
(1.3)、采用中红外激光测量系统18实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；其中N2O,NO表征ADN推进剂的催化反应，CO表征ADN推进剂的燃烧反应；近红外激光测量系统19实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置16实时测量推力器15外壁面的温度；所述内壁温测量装置17测量用于测量推力器15燃烧室内壁面的温度，所述流量计11实时测量贮箱5内的液体推进剂的流量。
(2)、吹除步骤
(2.1)、保持第二电磁阀6、第一电磁阀4、第四电磁阀8和第六电磁阀13为关闭状体；
(2.2)、打开第三电磁阀7和第五电磁阀12；
(2.3)、调节气源1中高压气体介质至设定压力值，使得气源1中高压气体介质依次经过第一单向阀2、第三电磁阀7、第二单向阀10、流量计11、第五电磁阀12进入五电磁阀12下游的吹除管路对管路中残留的液体推进剂进行吹除；
(2.4)、吹除结束后，关闭第三电磁阀7和第五电磁阀12。
(3)、排气步骤：
只要管路中存在残余气体，管路中的气体压力就会大于1个大气压，基于这个原理，本发明提供了两种排气方式。
第一种排气方式包括如下步骤：
(3a.1)、调节气源1中高压气体介质设定压力值为0；
(3a.2)、保持第一电磁阀4、第四电磁阀8、第三电磁阀7和第五电磁阀12为关闭状态；
(3a.3)、开启第二电磁阀6，排除管路中残存的所述高压气体介质；
(3a.4)、关闭第二电磁阀6。
第二种排气方式包括如下步骤：
(3b.1)、保持第一电磁阀4、第四电磁阀8、第三电磁阀7和第五电磁阀(12)为关闭状态，使得气源1中的高压气体沿管道进行吹除。
(3b.2)、调节气源1中高压气体介质设定压力值为大于零的某一个预设值。
(3b.3)、吹除一段时间后，调节气源1中高压气体介质设定压力值为0。
(3b.4)、开启第二电磁阀6、排除管路中残存的所述高压气体介质。
(3b.5)关闭第二电磁阀6。
在实际试验过程中按照先燃烧，再吹除、最后排气的顺序进行试验。如果实验设备存放时间过长，也可以在按照先吹除，后燃烧，再吹除，最后排气的顺序进行，确保实验设备内部没有残余的液体推进剂或者其他杂质。
本说明书中未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (12)
1.一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于包括气源(1)、第一单向阀(2)、第一电磁阀(4)、贮箱(5)、第四电磁阀(8)、过滤器(9)、第二单向阀(10)、流量计(11)、第六电磁阀(13)、外壁温测量装置(16)、内壁温测量装置(17)、中红外激光测量系统(18)、近红外激光测量系统(19)、压力测量装置(20)；
气源(1)中预设压力的气体介质依次经过第一单向阀(2)、第一电磁阀(4)、进入贮箱(5)，驱动贮箱(5)内的液体推进剂向下游流动，液体推进剂依次经过第四电磁阀(8)、过滤器(9)、第二单向阀(10)、流量计(11)、第六电磁阀(13)进入推力器(15)，在推进剂(15)内经雾化、催化分解、燃烧产生高温气体，该高温气体通过推进剂(15)的尾喷管喷出产生推力；
所述中红外激光测量系统(18)实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；近红外激光测量系统(19)用于实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置(16)用于实时测量推力器(15)外壁面的温度；所述内壁温测量装置(17)实时测量用于测量推力器(15)燃烧室内壁面的温度；所述压力测量装置(20)用于测量推力器(15)燃烧室内的压力。
2.根据权利要求1所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于还包括第一压力传感器(3)，连接在第一单向阀(2)、第一电磁阀(4)之间，用于测量气源(1)的压力值。
3.根据权利要求1所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于还包括第二压力传感器(14)位于第六电磁阀(13)和推力器(15)之间，用于测量液体推进剂在所述推力器(15)上游的驱动压力。
4.根据权利要求1所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于还包括第二电磁阀(6)，所述第二电磁阀(6)的一端与第一电磁阀(4)的输入端并联连接，另一端直接接入大气或收集装置。
5.根据权利要求4所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于还包括第三电磁阀(7)和第五电磁阀(12)，第三电磁阀(7)的一端与第一电磁阀(4)的输入端并联连接，另一端与过滤器(9)的输出端并联连通至第二单向阀(10)的输入端，所述第五电磁阀(12)连接在第二单向阀(10)与第六电磁阀(13)之间，另一端连接至吹除管路。
6.根据权利要求1所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于所述推力器(15)燃烧室两侧嵌入光学窗口。
7.根据权利要求1所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于所述外壁温测量装置是K型热电偶，通过点焊的方式焊接在推力器(15)外壁面。
8.根据权利要求1所述的一种ADN基姿控推力器地面试验装置，其特征在于所述内壁温测量装置为单比色高温计、双比色高温计或者红外热像仪。
9.一种基于权利要求5所述的ADN基姿控推力器的地面试验方法，其特征在于包括燃烧试验步骤:
(1.1)、保持第一电磁阀(4)、第四电磁阀(8)和第六电磁阀(13)为开启状态，第二电磁阀(6)，第三电磁阀(7)和第五电磁阀(12)为关闭状态；
(1.2)、调节气源(1)中高压气体介质至设定压力值，使得气源(1)中高压气体介质依次经过第一单向阀(2)、第一电磁阀(4)、进入贮箱(5)，驱动贮箱(5)内的液体推进剂向下游流动，液体推进剂依次经过第四电磁阀(8)、过滤器(9)、第二单向阀(10)、流量计(11)、第六电磁阀(13)进入推力器(15)，在推进剂(15)内经雾化、催化分解、燃烧产生高温气体，该高温气体通过推进剂(15)的尾喷管喷出产生推力；
(1.3)、采用中红外激光测量系统(18)实时测量表征推进剂催化过程和燃烧过程产物组分浓度；近红外激光测量系统(19)实时测量所述高温气体的温度；所述外壁温测量装置(16)实时测量推力器(15)外壁面的温度；所述内壁温测量装置(17)测量用于测量推力器(15)燃烧室内壁面的温度，所述流量计(11)实时测量贮箱(5)内的液体推进剂的流量。
10.根据权利要求9所述的ADN基姿控推力器地面试验方法，其特征在于还包括吹除步骤：
(2.1)、保持第二电磁阀(6)、第一电磁阀(4)、第四电磁阀(8)和第六电磁阀(13)关闭状态；
(2.2)、打开第三电磁阀(7)和第五电磁阀(12)；
(2.3)、调节气源(1)中高压气体介质至设定压力值，使得气源(1)中高压气体介质依次经过第一单向阀(2)、第三电磁阀(7)、第二单向阀(10)、流量计(11)、第五电磁阀(12)进入五电磁阀(12)的下游的吹除管路对管路中残留的液体推进剂进行吹除。
11.根据权利要求5所述的一种基于权利要求4所述的ADN基姿控推力器地面试验方法，其特征在于还包括排气步骤，所述排气步骤为：
(3a.1)、调节气源(1)中高压气体介质设定压力值为0；
(3a.2)、保持第一电磁阀(4)、第四电磁阀(8)、第三电磁阀(7)和第五电磁阀(12)为关闭状态；
(3a.3)、开启第二电磁阀(6)，排除管路中残存的所述高压气体介质；
(3a.4)、关闭第二电磁阀(6)。
12.根据权利要求5所述的一种基于权利要求4所述的ADN基姿控推力器地面试验方法，其特征在于还包括排气步骤，所述排气步骤为：
(3b.1)、保持第一电磁阀(4)、第四电磁阀(8)、第三电磁阀(7)和第五电磁阀(12)为关闭状态；
(3b.2)、调节气源(1)中高压气体介质设定压力值为大于零的某一个预设值；
(3b.3)、一段时间后，调节气源(1)中高压气体介质设定压力值为0；
(3b.4)、开启第二电磁阀(6)、排除管路中残存的所述高压气体介质；
(3b.5)关闭第二电磁阀(6)。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110954794A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-04-03 | 中国科学院力学研究所 | 一种液体推进剂定压放电特性参数测量装置 |
| CN111089745A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-05-01 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法 |
| CN112747891A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-05-04 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于中红外激光吸收光谱的高焓气流空间分辨测量装置及方法 |
Citations (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101509439A (zh) * | 2009-03-20 | 2009-08-19 | 北京航空航天大学 | 微流率液体工质供给与测量系统 |
| CN101539485A (zh) * | 2009-04-24 | 2009-09-23 | 北京航空航天大学 | 电推进试验平台液体推进剂供给装置 |
| CN102108916A (zh) * | 2010-09-28 | 2011-06-29 | 北京航空航天大学 | 一种氧化亚氮单组元推力器及其设计方法 |
| CN102252848A (zh) * | 2011-04-14 | 2011-11-23 | 北京航空航天大学 | 一种用于催化点火气氢气氧小型火箭推力器试验的推进剂供给系统 |
| CN104215467A (zh) * | 2014-09-19 | 2014-12-17 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种用于验证增压系统功能的地面试验系统 |
| CN104828262A (zh) * | 2015-04-30 | 2015-08-12 | 北京控制工程研究所 | 航天器用低压液化气推力产生方法 |
| CN105649907A (zh) * | 2016-01-29 | 2016-06-08 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种用于推进器的微小流量供气纯度控制方法 |
| CN106114911A (zh) * | 2016-06-23 | 2016-11-16 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星推进系统在轨飞行混合比调整方法 |
| CN107271189A (zh) * | 2017-06-12 | 2017-10-20 | 北京航空航天大学 | 一种用于电推进发动机长时间试验的推进剂持续供给系统 |
| US9909574B1 (en) * | 2015-05-04 | 2018-03-06 | Cu Aerospace, Llc | Electrothermal space thruster heater for decomposable propellants |
| CN107891999A (zh) * | 2017-09-30 | 2018-04-10 | 北京控制工程研究所 | 基于增材制造技术的单组元微推进模块装置及其增压方法 |
| CN107992105A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-05-04 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种流量控制系统及其控制方法 |
| KR20180056930A (ko) * | 2016-11-21 | 2018-05-30 | 한국항공우주연구원 | 단일추진제 추력기 시험모델 및 이의 조립체 |
| CN109606742A (zh) * | 2019-01-31 | 2019-04-12 | 北京控制工程研究所 | 一种宽推力调节范围的混合模式离子液体推进系统及方法 |
| CN210293695U (zh) * | 2019-05-31 | 2020-04-10 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种adn基姿控推力器地面试验装置 |
Patent Citations (15)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN101509439A (zh) * | 2009-03-20 | 2009-08-19 | 北京航空航天大学 | 微流率液体工质供给与测量系统 |
| CN101539485A (zh) * | 2009-04-24 | 2009-09-23 | 北京航空航天大学 | 电推进试验平台液体推进剂供给装置 |
| CN102108916A (zh) * | 2010-09-28 | 2011-06-29 | 北京航空航天大学 | 一种氧化亚氮单组元推力器及其设计方法 |
| CN102252848A (zh) * | 2011-04-14 | 2011-11-23 | 北京航空航天大学 | 一种用于催化点火气氢气氧小型火箭推力器试验的推进剂供给系统 |
| CN104215467A (zh) * | 2014-09-19 | 2014-12-17 | 北京宇航系统工程研究所 | 一种用于验证增压系统功能的地面试验系统 |
| CN104828262A (zh) * | 2015-04-30 | 2015-08-12 | 北京控制工程研究所 | 航天器用低压液化气推力产生方法 |
| US9909574B1 (en) * | 2015-05-04 | 2018-03-06 | Cu Aerospace, Llc | Electrothermal space thruster heater for decomposable propellants |
| CN105649907A (zh) * | 2016-01-29 | 2016-06-08 | 兰州空间技术物理研究所 | 一种用于推进器的微小流量供气纯度控制方法 |
| CN106114911A (zh) * | 2016-06-23 | 2016-11-16 | 中国空间技术研究院 | 一种卫星推进系统在轨飞行混合比调整方法 |
| KR20180056930A (ko) * | 2016-11-21 | 2018-05-30 | 한국항공우주연구원 | 단일추진제 추력기 시험모델 및 이의 조립체 |
| CN107271189A (zh) * | 2017-06-12 | 2017-10-20 | 北京航空航天大学 | 一种用于电推进发动机长时间试验的推进剂持续供给系统 |
| CN107891999A (zh) * | 2017-09-30 | 2018-04-10 | 北京控制工程研究所 | 基于增材制造技术的单组元微推进模块装置及其增压方法 |
| CN107992105A (zh) * | 2017-12-25 | 2018-05-04 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种流量控制系统及其控制方法 |
| CN109606742A (zh) * | 2019-01-31 | 2019-04-12 | 北京控制工程研究所 | 一种宽推力调节范围的混合模式离子液体推进系统及方法 |
| CN210293695U (zh) * | 2019-05-31 | 2020-04-10 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种adn基姿控推力器地面试验装置 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| ZHAOPUYAO: "Tunable diode laser absorption spectroscopy measurements of high-pressure ammonium dinitramide combustion", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》, pages 140 - 149 * |
| 曾徽: "ＡＤＮ基推力器中红外吸收光谱燃烧诊断", 《实验流体力学》, vol. 31, no. 1, pages 47 - 53 * |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111089745A (zh) * | 2019-10-25 | 2020-05-01 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法 |
| CN111089745B (zh) * | 2019-10-25 | 2021-10-15 | 西安航天动力试验技术研究所 | 一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法 |
| CN110954794A (zh) * | 2019-12-11 | 2020-04-03 | 中国科学院力学研究所 | 一种液体推进剂定压放电特性参数测量装置 |
| CN110954794B (zh) * | 2019-12-11 | 2022-04-12 | 中国科学院力学研究所 | 一种液体推进剂定压放电特性参数测量装置 |
| CN112747891A (zh) * | 2020-12-23 | 2021-05-04 | 中国航天空气动力技术研究院 | 基于中红外激光吸收光谱的高焓气流空间分辨测量装置及方法 |
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