本发明专利技术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。本发明专利技术包括四个支架单元、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。
A light array device for ground thermal insulation test of spacecraft
【技术实现步骤摘要】
一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置
本专利技术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。
技术介绍
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及分区热加载要求；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。
技术实现思路
本专利技术的目的旨在解决现有技术中存在的航天飞行器整机独立分区热加载、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，本专利技术所采用的技术方案为：本专利技术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喷管；所述水冷却系统包括水源、供水管路以及套装在导流管(41)上的水冷套管。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。本专利技术的有益效果是：1.本专利技术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，实现了航天飞行器整机独立分区热加载，且避免了合拢或分开时与发动机喷管发生干涉。2.本专利技术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，增加了本专利技术的可靠性，导流装置将发动机喷口的火焰引向安全位置，提高了本专利技术的安全性。3.本专利技术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.本专利技术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是本专利技术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一；图2是本专利技术中支架单元打开状态的俯视图；图3是本专利技术中灯阵装置的右半边的结构示意图；图4是本专利技术中红外加热单元的结构示意图；图5本专利技术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二；图6是图5的俯视图；图7是前锥段左支架、前锥段右支架、尾端左支架以及尾端右支架分离时的状态图。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，43-水冷套管，5-航天飞行器。具体实施方式为使本专利技术的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本专利技术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，本专利技术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、明晰地辅助说明本专利技术实施例的目的；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专利技术进行详细说明。本专利技术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6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，如图7所示，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、氮气管路以及本文档来自技高网...
【技术保护点】
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)；/n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)；/n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)；/n所述红外加热灯阵(2)内设置有多个红外加热单元(25)；/n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；/n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；/n所述红外加热单元(25)包括U型红外灯管(251)、π型灯架(252)；/n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；/n所述U型红外灯管(251)的两端远离航天飞行器(5)表面；/n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)；/n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。/n...
【技术特征摘要】
20191025 CN 20191102544011.一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；
【专利技术属性】
技术研发人员：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，
申请(专利权)人：西安航天动力试验技术研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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