CN110823583A - 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置 - Google Patents

一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置 Download PDF

Info

Publication number
CN110823583A
CN110823583A CN201911025440.1A CN201911025440A CN110823583A CN 110823583 A CN110823583 A CN 110823583A CN 201911025440 A CN201911025440 A CN 201911025440A CN 110823583 A CN110823583 A CN 110823583A
Authority
CN
China
Prior art keywords
lamp
tail end
lamp array
bracket
infrared heating
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.)
Pending
Application number
CN201911025440.1A
Other languages
English (en)
Inventor
李广会
寇鑫
王朋军
周献齐
何小军
王岳
赵政社
李志勋
李民民
赵飞
宫厚娟
李林永
党栋
姜林
王冬
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.)
Xian Aerospace Propulsion Testing Technique Institute
Original Assignee
Xian Aerospace Propulsion Testing Technique Institute
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 Xian Aerospace Propulsion Testing Technique Institute filed Critical Xian Aerospace Propulsion Testing Technique Institute
Priority to CN201911025440.1A priority Critical patent/CN110823583A/zh
Priority to CN202010082918.0A priority patent/CN111089728B/zh
Publication of CN110823583A publication Critical patent/CN110823583A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • 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
    • G01M15/14—Testing gas-turbine engines or jet-propulsion engines
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • G01M99/002—Thermal testing

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Testing Resistance To Weather, Investigating Materials By Mechanical Methods (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，旨在解决现有技术中存在的模块化灯阵与发动机喷管有干涉、红外灯管长时间加热的安全性低且不可靠的问题。本发明包括四个支架单元、四组红外加热灯阵、挡火装置和导流装置；四个支架单元包括前锥段左支架、前锥段右支架、尾端左支架、尾端右支架四组红外加热灯阵为前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵和尾端右灯阵；红外加热灯阵内设置有多个红外加热单元；红外加热单元包括U型红外灯管、π型灯架；挡火装置包括发动机开孔和高温隔热防；护板导流装置包括导流管和管路弯头。

Description

一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置
技术领域
本发明涉及航天发动机试验，具体涉及一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置。
背景技术
根据试验任务要求，航天飞行器在地面防隔热试验中，需对姿控动力系统整机进行分区热流加载，热载荷加载区域分为迎风面锥段、迎风面柱段、背风面锥段和背风面柱段，共四个区域。
目前该项技术的难点如下：
1)根据轨控舱外形结构设计相应的模块化灯阵，灯阵的布局应能覆盖尽量多的舱体表面积，且灯阵不能与发动机喷管相互干涉；
2)灯阵的功率需满足一定的热流密度加载要求；
3)红外灯管的结构及安装方式需满足长时间加热的安全性及可靠性要求。
发明内容
本发明的目的旨在解决现有技术中存在的模块化灯阵与发动机喷管有干涉、红外灯管长时间加热的安全性低且不可靠的问题，而提供了一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：
本发明的一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，其特殊之处在于：包括四个支架单元、四组红外加热灯阵、挡火装置和导流装置；
所述四个支架单元包括前锥段左支架、前锥段右支架、尾端左支架、尾端右支架；
所述四组红外加热灯阵为设置在前锥段左支架上的前锥段左灯阵、设置在前锥段右支架上的前锥段右灯阵、设置在尾端左支架上的尾端左灯阵、设置在尾端右支架上的尾端右灯阵；
所述红外加热灯阵内设置有多个红外加热单元；
所述前锥段左支架、前锥段右支架合拢后与航天飞行器前锥段表面相距30mm～120mm；
所述尾端左支架、尾端右支架合拢后与航天飞行器尾端表面面相距30mm～120mm；
所述红外加热单元包括U型红外灯管、π型灯架；
所述U型红外灯管的两侧管分别固定在π型灯架的横架两端；所述π型灯架的两个纵架外端固定在相应的支架单元上；
所述U型红外灯管的两端远离航天飞行器表面；
所述挡火装置包括与航天飞行器发动机喷口位置一一对应的多个发动机开孔，以及设置在发动机开孔处的高温隔热防护板；
所述导流装置包括导流管，所述导流管一端对准发动机喷管，另一端指向安全位置。
进一步地，还包括氮气消防系统和水冷却系统；
所述氮气消防系统包括现场氮气设备、氮气管路以及设置在支架单元上的氮气出口；
所述水冷却系统包括水源、供水管路以及设置在支架单元上的水冷板。
进一步地，所述π型灯架的横架上包覆隔热材料。
进一步地，所述U型红外灯管的功率为4-5.6KW。
进一步地，所述导流装置还包括管路弯头；所述导流管一端通过管路弯头指向安全位置。
本发明的有益效果是：
1.本发明在四个支架单元上对应设置四组加热灯阵，四组加热灯阵可以随着四个支架单元合拢或分开，其上还设置有与航天飞行器发动机喷口位置一一对应的多个发动机开孔，避免了合拢或分开时与发动机喷管发生干涉。
2.本发明还设置有挡火装置和导流装置，挡火装置可以在红外灯管长时间加热时起到隔热作用，增加了本发明的可靠性，导流装置将发动机喷口的火焰引向安全位置，提高了本发明的安全性。
3.本发明还设置了氮气消防系统，氮气消防系统为轨控舱表面创造了富氮环境，降低了氧含量，并且在热流模拟试验时可对试件表面进行灭火，进一步提高安全可靠性。
4.本发明还设置了水冷却系统，水冷却系统可防止了热流计在高温环境中长时间工作产生温漂或遭到损坏。
附图说明
图1是本发明一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置的结构示意图；
图2是本发明中支架单元左右打开状态的俯视图；
图3是本发明中灯阵装置的右半边的结构示意图；
图4是本发明中红外加热单元的结构示意图。
图中，1-支架单元，11-前锥段左支架，12-前锥段右支架，13-尾端左支架，14-尾端右支架，2-红外加热灯阵，21-前锥段左灯阵，22-前锥段右灯阵，23-尾端左灯阵，24-尾端右灯阵，25-红外加热单元，251-U型红外灯管，252-π型灯架，3-挡火装置，31-发动机开孔,32-防护板，4-导流装置，41-导流管，42-管路弯头，5-航天飞行器。
具体实施方式
为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置作进一步详细说明。根据下面具体实施方式，本发明的优点和特征将更清楚。需要说明的是：附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比例，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明实施例的目的；其次，附图所展示的结构往往是实际结构的一部分。
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，结合图1至图4所示，包括四个支架单元1、四组加热灯阵2、挡火装置3、导流装置5、氮气消防系统和水冷却系统；
四个支架单元1包括前锥段左支架11、前锥段右支架12、尾端左支架13、尾端右支架14；
四组红外加热灯阵2为设置在前锥段左支架11上的前锥段左灯阵21、设置在前锥段右支架12上的前锥段右灯阵22、设置在尾端左支架13上的尾端左灯阵23、设置在尾端右支架14上的尾端右灯阵24；红外加热灯阵2内设置有多个红外加热单元25；前锥段左灯阵21和前锥段右灯阵22用于模拟航天飞行器5锥段2000N发动机以外部分热流，尾端左灯阵23和尾端右灯阵24用于模拟航天飞行器5剩余部分热流。
前锥段左支架11、前锥段右支架12合拢后与航天飞行器5前锥段表面相距约80mm；尾端左支架13、尾端右支架14合拢后与航天飞行器5尾端表面相距约80mm；试验时，四个支架单元1处于合拢状态，试验结束后，通过将四个支架单元1连同四组红外加热灯阵2拉离航天飞行器5。
红外加热单元25包括U型红外灯管251、π型灯架252；U型红外灯管251的两侧管分别固定在π型灯架252的横架两端；π型灯架252的两个纵架外端固定在相应的支架单元1上；π型灯架252的横架上包覆隔热材料。该隔热材料在起到隔热作用以外还可起到灯阵反光板的作用。U型红外灯管252的两端远离航天飞行器5表面；U型红外灯管252的功率为4-5.6KW。
挡火装置3包括与航天飞行器发动机喷口位置一一对应的多个发动机开孔31，以及设置在发动机开孔31处的高温隔热防护板32；由此，可避让发动机及防止发动机点火时高温对灯阵的影响。防护板32距发动机最近距离30～40mm，2000N发动机基本暴露在灯阵外，点火时不会影响到红外灯工作。
导流装置4包括导流管41和管路弯头42，导流管41一端对准发动机喷管，另一端通过管路弯头42指向安全位置。
氮气消防系统包括现场氮气设备、氮气管路以及设置在支架单元上的氮气出口；
水冷却系统包括水源、供水管路以及设置在支架单元上的水冷板。由此既防止发动机点火时对航天飞行器5造成影响，同时为保障热流计测量精度。

Claims (5)

1.一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，其特征在于：包括四个支架单元(1)、四组红外加热灯阵(2)、挡火装置(3)和导流装置(4)；
所述四个支架单元(1)包括前锥段左支架(11)、前锥段右支架(12)、尾端左支架(13)、尾端右支架(14)；
所述四组红外加热灯阵(2)为设置在前锥段左支架(11)上的前锥段左灯阵(21)、设置在前锥段右支架(12)上的前锥段右灯阵(22)、设置在尾端左支架(13)上的尾端左灯阵(23)、设置在尾端右支架(14)上的尾端右灯阵(24)；
所述红外加热灯阵(2)内设置有多个红外加热单元(25)；
所述前锥段左支架(11)、前锥段右支架(12)合拢后与航天飞行器(5)前锥段表面相距30mm～120mm；
所述尾端左支架(13)、尾端右支架(14)合拢后与航天飞行器(3)尾端表面相距30mm～120mm；
所述红外加热单元(25)包括U型红外灯管(251)、π型灯架(252)；
所述U型红外灯管(251)的两侧管分别固定在π型灯架(252)的横架两端；所述π型灯架(252)的两个纵架外端固定在相应的支架单元(1)上；
所述U型红外灯管(251)的两端远离航天飞行器(5)表面；
所述挡火装置(3)包括与航天飞行器(5)发动机喷口位置一一对应的多个发动机开孔(31)，以及设置在发动机开孔处的高温隔热防护板(32)；
所述导流装置(4)包括导流管(41)，所述导流管(41)一端对准发动机喷管，另一端指向安全位置。
2.根据权利要求1所述的一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，其特征在于：还包括氮气消防系统和水冷却系统；
所述氮气消防系统包括现场氮气设备、氮气管路以及设置在支架单元(1)上的氮气出口；
所述水冷却系统包括水源、供水管路以及设置在支架单元(1)上的水冷板。
3.根据权利要求1或2所述的一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，其特征在于：所述π型灯架(252)的横架上包覆隔热材料。
4.根据权利要求3所述的一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，其特征在于：所述U型红外灯管(251)的功率为4-5.6KW。
5.根据权利要求4所述的一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置，其特征在于：所述导流装置(4)还包括管路弯头(42)；所述导流管(41)一端通过管路弯头(42)指向安全位置。
CN201911025440.1A 2019-10-25 2019-10-25 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置 Pending CN110823583A (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911025440.1A CN110823583A (zh) 2019-10-25 2019-10-25 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置
CN202010082918.0A CN111089728B (zh) 2019-10-25 2020-02-07 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201911025440.1A CN110823583A (zh) 2019-10-25 2019-10-25 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN110823583A true CN110823583A (zh) 2020-02-21

Family

ID=69550602

Family Applications (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201911025440.1A Pending CN110823583A (zh) 2019-10-25 2019-10-25 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置
CN202010082918.0A Active CN111089728B (zh) 2019-10-25 2020-02-07 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010082918.0A Active CN111089728B (zh) 2019-10-25 2020-02-07 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置

Country Status (1)

Country Link
CN (2) CN110823583A (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114486266A (zh) * 2021-12-29 2022-05-13 中国航天空气动力技术研究院 用于航空发动机室外姿势试车的空间防热结构

Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2344401C1 (ru) * 2007-06-21 2009-01-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Способ проведения доводочных испытаний воздушно-реактивных двигателей и система для проведения доводочных испытаний
WO2013086274A1 (en) * 2011-12-09 2013-06-13 Mag Aerospace Industries, Inc. Inline uv led water disinfection and heating
CN102963545B (zh) * 2012-11-06 2015-11-18 上海卫星装备研究所 红外灯阵加热系统
CN103662112A (zh) * 2013-12-03 2014-03-26 上海卫星装备研究所 非接触式超高热流密度红外灯阵加热系统
CN204750592U (zh) * 2015-06-16 2015-11-11 崔乃盛 一种飞机地面试车用降噪导流墙
CN106481482B (zh) * 2015-08-26 2018-07-06 上海宇航系统工程研究所 一种小型液体发动机防热导流结构
CN208746275U (zh) * 2018-08-28 2019-04-16 成都飞机工业（集团）有限责任公司 矢量发动机地面试车防护装置
CN208885396U (zh) * 2018-09-25 2019-05-21 哈尔滨理工大学 一种航空飞行器的发动机保护装置
CN109238763B (zh) * 2018-10-19 2020-08-18 北京卫星环境工程研究所 航天器热试验模块化的红外灯阵
CN109632886B (zh) * 2018-12-12 2020-05-19 北京空天技术研究所 一种高速飞行器舱内精细热考核试验系统及方法
CN110260718B (zh) * 2019-06-26 2024-02-27 刘峰 反无人机用小型通用垂直发射装置

Also Published As

Publication number Publication date
CN111089728A (zh) 2020-05-01
CN111089728B (zh) 2021-08-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN102229361B (zh) 一种气动热结构试验装置
Frolov et al. Wind tunnel tests of a hydrogen-fueled detonation ramjet model at approach air stream Mach numbers from 4 to 8
CN102121870B (zh) 一种用于爆震燃烧研究的超声速地面实验风洞
CN106568568A (zh) 一种高温燃气流超声速风洞试验系统
CN111089728B (zh) 一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置
CN107244424B (zh) 一种模拟材料气动热烧蚀的实验方法与装置
CN109611209B (zh) 一种防串腔的高温燃气生成装置
CN107416213B (zh) 一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构
US5147199A (en) Double fuel jet burner and method for its implementation
CN108151062B (zh) 一种基于嵌入式中心等离子体炬的发动机超声速燃烧室
CN102226533A (zh) 一种用于超声速燃烧研究的高速预混火焰炉
CN109372652B (zh) 辐射功率可控的红外增强器
CN115875673A (zh) 一种应用于高温空气来流的脉冲燃烧风洞氢氧燃烧加热器
US2651178A (en) Combination injector and stabilizer for gas turbine afterburners
CN108106006A (zh) 一种双燃气供给的导热油锅炉及其方法
US3958922A (en) Duct burner assembly
CN112033683B (zh) 一种畸变装置
CN106304593A (zh) 一种利用层流等离子系统的无冲击自适应触发点火装置
CN105042595A (zh) 智能型天然气、煤粉两用燃烧器
CN109723572A (zh) 一种脉冲火箭发动机组
CN101329072B (zh) 转子发动机用的后台阶式火焰稳定器
Yu et al. Cavities installation schemes affect on the scramjet ignition
CN103591581B (zh) 自动点火多单元组合式平板加热装置
CN113820138A (zh) 一种发动机地面试验环境控制系统
CN111750356A (zh) 一种油/气枪复合式锅炉燃烧装置及使用方法

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
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20200221

WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication