CN110823611A - 一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法，目的是为了克服现有技术中模拟姿控动力系统飞行时难以保证航天器安全的问题。姿控动力系统地面防隔热试验装置包括活动平板车、设置在活动平板车上的固定支架和活动支架、设置在固定支架上的多套压紧释放装置、设置在活动支架上的灯阵组件和氮气消防装置；活动支架包括六个平移台模块；灯阵组件包括四个支架单元和四组红外加热灯阵；氮气消防装置包括四个氮气主管路、氮气支管路及储气瓶。基于姿控动力系统地面防隔热试验装置本发明还提供了一种姿控动力系统地面防隔热试验方法。

Description

一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法

技术领域

本发明涉及姿控动力系统地面防隔热试验，具体涉及一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法。

背景技术

由于对飞行器高速、高精度、高机动性的性能要求，引发世界各国竞相开展高超声速飞行器的研制工作，随着高超声速飞行器的设计飞行速度大幅度提高，由气动加热产生的高温热环境变得越来越严酷。高速飞行时严重的气动加热所产生的高温，会显著降低高超声速飞行器材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形，同时对于飞行器的动力系统性能也可能造成很大的影响。为保证高速飞行器的安全，须模拟其高速飞行时的真实受热状况，进一步评价结构在高温下的承载能力、使用寿命以及安全可靠性。

器舱组合体在经历气动加热状态下进行发动机反推减速，飞行到一定高度后飞行器与轨控舱分离。飞行器与轨控舱采用低冲击分离装置实现连接与解锁，采用轨控舱轨控发动机作为分离能源，实现两体分离。为达到姿控动力系统整机地面防隔热试验的要求，需克服以下难点：

(1)考虑姿控动力系统整机结构的复杂性，灯阵结构的设计还需保证航天器的安全；

(2)姿控动力系统的发动机需进行地面点火，灯阵的设计和布局要避免高温高速火焰的影响；

(3)考虑后续的器舱分离试验，热环境装置需进行远程自动闭合和分离，在此过程中需保证产品的安全；

(4)姿控动力系统地面防隔热试验结束后要进行下一步的器舱分离试验，故热环境装置在与航天器自动分离后还应能移动至指定位。

发明内容

本发明的目的是为了克服现有技术中模拟姿控动力系统飞行时难以保证航天器安全的问题，而提供了一种姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：

本发明的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特殊之处在于：包括活动平板车、设置在活动平板车上的固定支架和活动支架、设置在固定支架上的多套压紧释放装置、设置在活动支架上的灯阵组件和氮气消防装置；

所述固定支架包括支撑框架以及固定在支撑框架上的上面板；

所述压紧释放装置用于压紧或释放航天器L型安装架；

所述活动支架包括六个平移台模块；所述六个平移台模块分别为前锥段左模块、前锥段右模块、尾端左模块、尾端右模块、轴向左模块和轴向右模块，六个平移台模块均采用电机驱动的滚珠丝杠和线性导轨配合的传动结构；

所述前锥段左模块和前锥段右模块分别位于轨控舱前锥段左右两侧；所述尾端左模块和尾端右模块分别位于轨控舱尾端左右两侧；所述轴向左模块设置在尾端左模块的滑块上；所述轴向右模块设置在尾端右模块的滑块上；

所述灯阵组件包括四个支架单元和四组红外加热灯阵；

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分别为前锥段左灯阵、前锥段右灯阵、尾端左灯阵、尾端右灯阵；

所述前锥段左灯阵通过前锥段左支架安装在前锥段左模块的滑块上；所述前锥段右灯阵通过前锥段右支架安装在前锥段右模块的滑块上；所述尾端左灯阵通过尾端左支架安装在轴向左模块的滑块上；所述尾端右灯阵通过尾端右支架安装在轴向右模块的滑块上；

所述氮气消防装置包括四个氮气主管路、氮气支管路及储气瓶，所述四个氮气主管路通过吊挂夹具分别与四个支架单元连接，氮气主管路的进口处连接储气瓶；所述氮气支管路一端与氮气主管路连通，另一端开放并指向航天器。

进一步地，所述压紧释放装置包括液压缸、压板；

所述压板为L型，其拐角处通过压板转轴与固定支架的一侧框架铰接，其上端用于将航天器L型安装架下底板压紧在所述上面板上，其下端与液压缸的活塞杆铰接；所述压板上端位于最高位置时其边缘位于航天器L型安装架下底板的外侧；

所述液压缸的缸体与固定支架另一侧框架铰接。

进一步地，所述上面板上还设置有承力凸台，所述承力凸台用于与航天器L型安装架下底板上的承力卡槽配合。

进一步地，所述前锥段左支架、前锥段右支架合拢后与轨控舱前锥段截面相距30mm～120mm；

所述尾端左支架、尾端右支架合拢后与轨控舱尾端截面相距30mm～120mm。

进一步地，所述红外加热灯阵内设置有多个红外加热单元；

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器表面。

进一步地，还包括挡火装置，所述挡火装置包括与轨控舱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。

进一步地，还包括导流装置，所述导流装置包括导流管和弯管接头，所述导流管一端对准发动机喷管，另一端通过弯管接头指向安全位置。

基于上述的姿控动力系统地面防隔热试验装置，本发明还提供了一种姿控动力系统地面防隔热试验方法，其特殊之处在于，具体包括以下步骤：

步骤1)将姿控动力系统固定在固定支架上；将灯阵组件和氮气消防装置固定在活动支架上；

步骤2)轴向左模块和轴向右模块分别沿轴向向前锥段左模块和前锥段右模块靠拢，然后前锥段左模块和前锥段右模块靠拢，同时尾端左模块和尾端右模块靠拢，使四个支架单元带动四组红外加热灯阵合拢。

步骤3)开启氮气消防系统，再开启红红外加热灯阵，进行防隔热试验；

步骤4)试验结束，前锥段左模块和前锥段右模块左右分离，同时尾端左模块和尾端右模块左右分离，然后轴向左模块和轴向右模块沿轴向向后移动。

本发明的有益效果是：

1.本发明通过控制系统控制电机带动六个平移台模块向设定方向平移，平移台模块再带动四组红外加热灯阵向设定方向平移，使得四组红外加热灯阵不仅具备自动靠近轨控舱、自动远离轨控舱的功能，同时在灯阵的动作过程中严格遵守一定的运动轨迹，避免与发动机喷管发生干涉，有效保证了航天器的安全。

2.本发明采用压紧释放装置将航天器L型安装架压紧或释放，通过控制系统控制液压缸运行，通过液压缸上的活塞杆带动压板压紧或打开，该结构的冲击力小、压紧力大、状态稳定、压紧或打开均运行可靠。

3.本发明在压板压紧的同时，上面板上的两个承力凸台与航天器L型安装架下底板上的两个承力卡槽配合，既对L型安装架与固定支架上面板的相对位置起到导向作用，又承受了来自发动机对L型安装架的推力，进而限制了航天器L型安装架的运动，使得航天器的固定更加可靠。

4.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。

5.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。

附图说明

图1是本发明一种姿控动力系统地面防隔热试验装置的结构示意图；

图2是本发明一种姿控动力系统地面防隔热试验装置的俯视图；

图3是本发明中灯阵组件的结构示意图

图4是本发明中灯阵组件右半边带有导流装置的结构示意图

图5是本发明中红外加热单元的结构示意图。

图中，

1-活动平板车，11-固定支架，111-支撑框架，112-上面板；

12-活动支架，121-前锥段左模块，122-前锥段右模块，123-尾端左模块，124-尾端右模块，125-轴向左模块，126-轴向右模块；

13-压紧释放装置，13.1-液压缸，13.2-压板，13.3-压板转轴；

14-灯阵组件，14.1-前锥段左支架，14.2-前锥段右支架，14.3-尾端左支架，14.4-尾端右支架；

14.5-前锥段左灯阵，14.6-前锥段右灯阵，14.7-尾端左灯阵，14.8-尾端右灯阵；

15-U型红外灯管，16-π型灯架；

17-挡火装置，17.1-发动机开孔，17.2-防护板；

18-导流装置，18.1-导流管，18.2-弯管接头；

2-L型安装架，8-航天器。

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姿控动力系统地面防隔热试验装置及试验方法作进一步详细说明。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。

本发明一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，结合图1至图5所示，包括活动平板车1、设置在活动平板车1上的固定支架11和活动支架12、设置在固定支架11上的多套压紧释放装置13、设置在活动支架12上的灯阵组件14、氮气消防装置、挡火装置17和导流装置18；

固定支架11包括支撑框架111以及固定在支撑框架111上的上面板112；

压紧释放装置13用于压紧或释放航天器L型安装架2；

活动支架12包括六个平移台模块；六个平移台模块分别为前锥段左模块121、前锥段右模块122、尾端左模块123、尾端右模块124、轴向左模块125和轴向右模块126，六个平移台模块均采用电机驱动的滚珠丝杠和线性导轨配合的传动结构；前锥段左模块121和前锥段右模块122分别位于轨控舱前锥段左右两侧；尾端左模块123和尾端右模块124分别位于轨控舱尾端左右两侧；轴向左模块125设置在尾端左模块123的滑块上；轴向右模块126设置在尾端右模块124的滑块上；图2中的航天器8中，轨控舱为大端部分。

灯阵组件14包括四个支架单元和四组红外加热灯阵；四个支架单元包括前锥段左支架14.1、前锥段右支架14.2、尾端左支架14.3、尾端右支架14.4；四组红外加热灯阵分别为前锥段左灯阵14.5、前锥段右灯阵14.6、尾端左灯阵14.7、尾端右灯阵14.8；前锥段左灯阵14.5通过前锥段左支架14.1安装在前锥段左模块121的滑块上；前锥段右灯阵14.6通过前锥段右支架14.2安装在前锥段右模块122的滑块上；尾端左灯阵14.7通过尾端左支架14.3安装在轴向左模块125的滑块上；尾端右灯阵14.8通过尾端右支架14.4安装在轴向右模块126的滑块上；其中，前锥段左支架14.1、前锥段右14.2支架合拢后与轨控舱前锥段截面相距30mm～120mm；尾端左支架14.3、尾端右支架14.4合拢后与轨控舱尾端截面相距30mm～120mm。

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15、π型灯架16；U型红外灯管15的两侧管分别固定在π型灯架16的横架两端；π型灯架16的两个纵架外端固定在相应的支架单元上；U型红外灯管15的两端远离航天器8表面。

氮气消防装置包括四个氮气主管路、氮气支管路及储气瓶，四个氮气主管路通过吊挂夹具分别与四个支架单元连接，氮气主管路的进口处连接储气瓶；氮气支管路一端与氮气主管路连通，另一端开放并指向航天器。

挡火装置17包括与航天器8发动机喷口位置一一对应的多个发动机开孔17.1，以及设置在发动机开孔17.1处的高温隔热防护板17.2。

导流装置18包括导流管18.1和弯管接头18.2，导流管18.1一端对准发动机喷管，另一端通过弯管接头18.2指向安全位置。

优选的，压紧释放装置13包括液压缸13.1、压板13.2；压板13.2为L型，其拐角处通过压板转轴13.3与固定支架11的一侧框架铰接，其上端用于将航天器L型安装架2下底板压紧在上面板112上，其下端与液压缸13.1的活塞杆铰接；压板13.2上端位于最高位置时其边缘位于航天器L型安装架2下底板的外侧；液压缸13.1的缸体与固定支架11另一侧框架铰接。

上面板112上还设置有承力凸台，承力凸台用于与航天器L型安装架2下底板上的承力卡槽配合。

本发明采用了模块化灯阵实现实现姿控动力系统舱体表面热流加载；模块化灯阵自动闭合及撤收，闭合及撤收轨迹按照动力系统产品结构设计，并严格按照设定轨迹动作；集成设计氮气消防装置，通过氮气吹扫，可在姿控动力系统舱体表面形成富氮环境，保证产品试车过程中的安全及热流控制的准确性；集成化活动平板车，方便姿控动力系统产品的吊装及安装，同时也便于其进行后续其它试验。

上述的姿控动力系统地面防隔热试验装置的工作过程如下：

步骤1)将姿控动力系统固定在固定支架11上；将灯阵组件14和氮气消防装置固定在活动支架12上；

步骤2)轴向左模块125和轴向右模块126分别沿轴向向前锥段左模块121和前锥段右模块122靠拢，然后前锥段左模块121和前锥段右模块122靠拢，同时尾端左模块123和尾端右模块124靠拢，使四个支架单元带动四组红外加热灯阵合拢。

步骤3)开启氮气消防系统，再开启红红外加热灯阵，进行防隔热试验；

步骤4)试验结束，前锥段左模块121和前锥段右模块122左右分离，同时尾端左模块123和尾端右模块124左右分离，然后轴向左模块125和轴向右模块126沿轴向向后移动。

Claims (8)

1.一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：包括活动平板车(1)、设置在活动平板车(1)上的固定支架(11)和活动支架(12)、设置在固定支架(11)上的多套压紧释放装置(13)、设置在活动支架(12)上的灯阵组件(14)和氮气消防装置；

所述固定支架(11)包括支撑框架以及固定在支撑框架(111)上的上面板(112)；

所述压紧释放装置(13)用于压紧或释放航天器L型安装架(2)；

所述活动支架(12)包括六个平移台模块；所述六个平移台模块分别为前锥段左模块(121)、前锥段右模块(122)、尾端左模块(123)、尾端右模块(124)、轴向左模块(125)和轴向右模块(126)，六个平移台模块均采用电机驱动的滚珠丝杠和线性导轨配合的传动结构；

所述前锥段左模块(121)和前锥段右模块(122)分别位于轨控舱前锥段左右两侧；所述尾端左模块(123)和尾端右模块(124)分别位于轨控舱尾端左右两侧；所述轴向左模块(125)设置在尾端左模块(123)的滑块上；所述轴向右模块(126)设置在尾端右模块(124)的滑块上；

所述灯阵组件(14)包括四个支架单元和四组红外加热灯阵；

所述四个支架单元包括前锥段左支架(14.1)、前锥段右支架(14.2)、尾端左支架(14.3)、尾端右支架(14.4)；

所述四组红外加热灯阵分别为前锥段左灯阵(14.5)、前锥段右灯阵(14.6)、尾端左灯阵(14.7)、尾端右灯阵(14.8)；所述红外加热灯阵内设置有多个红外加热单元；

所述前锥段左灯阵(14.5)通过前锥段左支架(14.1)安装在前锥段左模块(121)的滑块上；所述前锥段右灯阵(14.6)通过前锥段右支架(14.2)安装在前锥段右模块(122)的滑块上；所述尾端左灯阵(14.7)通过尾端左支架(14.3)安装在轴向左模块(125)的滑块上；所述尾端右灯阵(14.8)通过尾端右支架(14.4)安装在轴向右模块(126)的滑块上；

所述氮气消防装置包括四个氮气主管路、氮气支管路及储气瓶，所述四个氮气主管路通过吊挂夹具分别与四个支架单元连接，氮气主管路的进口处连接储气瓶；所述氮气支管路一端与氮气主管路连通，另一端开放并指向航天器(8)。

2.根据权利要求1所述的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：所述压紧释放装置(13)包括液压缸(13.1)、压板(13.2)；

所述压板(13.2)为L型，其拐角处通过压板转轴(13.3)与固定支架(11)的一侧框架铰接，其上端用于将航天器L型安装架(2)下底板压紧在所述上面板(112)上，其下端与液压缸(13.1)的活塞杆铰接；所述压板(13.2)上端位于最高位置时其边缘位于航天器L型安装架(2)下底板的外侧；

所述液压缸(13.1)的缸体与固定支架(11)另一侧框架铰接。

3.根据权利要求2所述的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：所述上面板(112)上还设置有承力凸台，所述承力凸台用于与航天器L型安装架(2)下底板上的承力卡槽配合。

4.根据权利要求3所述的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：所述前锥段左支架(14.1)、前锥段右支架(14.2)合拢后与轨控舱前锥段截面相距30mm～120mm；

所述尾端左支架(14.3)、尾端右支架(14.4)合拢后与轨控舱尾端截面相距30mm～120mm。

5.根据权利要求4所述的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：

所述红外加热单元包括U型红外灯管(15)、π型灯架(16)；

所述U型红外灯管(15)的两侧管分别固定在π型灯架(16)的横架两端；所述π型灯架(16)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(15)的两端远离航天器(8)表面。

6.根据权利要求5所述的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：还包括挡火装置(17)，所述挡火装置包括与轨控舱发动机喷口位置一一对应的多个发动机开孔(17.1)，以及设置在发动机开孔(17.1)处的高温隔热防护板(17.2)。

7.根据权利要求5所述的一种姿控动力系统地面防隔热试验装置，其特征在于：还包括导流装置(18)，所述导流装置(18)包括导流管(18.1)和弯管接头(18.2)，所述导流管(18.1)一端对准发动机喷管，另一端通过弯管接头(18.2)指向安全位置。

8.一种姿控动力系统地面防隔热试验方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1)将姿控动力系统固定在固定支架(11)上；将灯阵组件(14)和氮气消防装置固定在活动支架(12)上；

步骤2)轴向左模块(125)和轴向右模块(126)分别沿轴向向前锥段左模块(121)和前锥段右模块(122)靠拢，然后前锥段左模块(121)和前锥段右模块靠拢(122)，同时尾端左模块(123)和尾端右模块(124)靠拢，使四个支架单元带动四组红外加热灯阵合拢。

步骤3)开启氮气消防系统，再开启红红外加热灯阵，进行防隔热试验；

步骤4)试验结束，前锥段左模块(121)和前锥段右模块(122)左右分离，同时尾端左模块(123)和尾端右模块(124)左右分离，然后轴向左模块(125)和轴向右模块(126)沿轴向向后移动。

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