一种火箭发动机试验台供气装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术属于供气装置技术领域，尤其为一种火箭发动机试验台供气装置，包括供气装置主体，所述供气装置主体内部设置有换热装置，所述供气装置主体内部设置有连接管，所述换热装置一端固定连接有进气组件，另一端固定连接有排气组件，所述供气装置主体内部还设置有应急制冷组件；所述供气装置主体包括最底部的移动机构和固定在移动机构上端的保温箱体，首先本实用新型专利技术在外胆的外表面设置水箱，水箱在装置正常使用时会将其内部的水制冷，水箱外部的翅片起到水箱内部水快速制冷效果，外胆内部的翅片则能保证水箱中能量传导给外胆内部的效率，通过设置应急制冷组件，具有有效增加停电以及其他意外的情况发生后的自制冷效果和时间。间。间。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发动机试验台供气装置


[0001]本技术属于供气装置
，具体涉及一种火箭发动机试验台供气装置。

技术介绍

[0002]航空是指载人或不载人的飞行器在地球大气层中的航行活动；航天是指载人或不载人的航天器在地球大气层之外的航行活动，又称空间飞行或宇宙航行。人类为了扩大社会生产，必然要开拓新的活动空间。从陆地到海洋，从海洋到大气层，再到宇宙空间，就是这样一个人类逐渐扩展活动范围的过程；
[0003]经查公开(公告)号：CN214700264U，公开了一种航空航天低温气体实验用低温气体供气装置，此技术中公开了“包括底板与箱体，所述底板顶端固定连接箱体底端，所述底板底端固定连接支撑腿的一端，所述支撑腿的另一端转动连接工型连接柱，所述工型连接柱位于支撑腿凹槽处的部分固定安装滚轮，所述箱体内壁固定连接第一固定柱的一端，所述第一固定柱的另一端与外胆外壁固定连接等技术方案，通过外胆的设置，在对常温气体降温时，将连接管与冷气输送管相互连通，冷气不断通过连接管进入箱体以及外胆内部，大量冷气直接进入到外胆内部，使得侧壁为空心状的内胆内部迅速降温，而少量的冷气通过通孔进入箱体内部，且通过保温棉块的作用，使得进入箱体内的冷气不会过快流失，进一步提升保温效果能等技术效果”；
[0004]首先，在发生停电以及其他意外的情况发生之后，该装置中的箱体和保温棉块虽然还能能起到制冷效果，但是其可工作时间短，从而降低适应性；其次该装置中通过内胆与内胆和外胆之间的配合实现冷传导，能量传输效果低，无法满足火箭发动机试验台的低温供气，从而降低供气装置使用效果；
[0005]为解决上述问题，本申请中提出一种火箭发动机试验台供气装置。

技术实现思路

[0006]为解决现有技术中存在的上述问题，本技术提供了一种火箭发动机试验台供气装置，具有提升停电以及其他意外的情况发生后的制冷时长和效果，有效提升能量传导效率的特点。
[0007]为实现上述目的，本技术提供如下技术方案：一种火箭发动机试验台供气装置，包括供气装置主体，所述供气装置主体内部设置有换热装置，所述供气装置主体内部设置有连接管，所述换热装置一端固定连接有进气组件，另一端固定连接有排气组件，所述供气装置主体内部还设置有应急制冷组件；所述供气装置主体包括最底部的移动机构和固定在移动机构上端的保温箱体，以及固定在保温箱体内部中间位置的外胆，所述连接管连通移动机构外部与外胆内部，所述应急制冷组件位于外胆的内外表面上。
[0008]作为本技术的一种火箭发动机试验台供气装置优选技术方案，所述换热装置包括若干个均匀分布的换热管和成型在换热管内部的换热通道，以及位于换热通道一端的进气接口和另一端的排气接口，还包括成型在换热管外部的环形槽和成型在换热通道内部
进气接口和排气接口位置处的导流块，相邻两个所述换热管之间还成型有通槽。
[0009]作为本技术的一种火箭发动机试验台供气装置优选技术方案，所述换热管呈“U”型且截面为“H”型。
[0010]作为本技术的一种火箭发动机试验台供气装置优选技术方案，所述进气组件包括固定在换热管外部且位于进气接口处的进气罩和成型在进气罩内部的分流室，以及一体成型在进气罩顶部的进气口和固定在进气罩与换热管连接处的分流块。
[0011]作为本技术的一种火箭发动机试验台供气装置优选技术方案，所述排气组件包括固定在换热管外部且位于排气接口处的排气罩和固定在排气罩上的排气口。
[0012]作为本技术的一种火箭发动机试验台供气装置优选技术方案，所述应急制冷组件包括包裹在外胆外表面的水箱和固定在水箱外表面和外胆内表面上的翅片。
[0013]与现有技术相比，本技术的有益效果是：首先本技术在外胆的外表面设置水箱，水箱在装置正常使用时会将其内部的水制冷，水箱外部的翅片起到水箱内部水快速制冷效果，外胆内部的翅片则能保证水箱中能量传导给外胆内部的效率，通过设置应急制冷组件，具有有效增加停电以及其他意外的情况发生后的自制冷效果和时间；其次通过设置换热装置，极大的增加了能量传导接触面积，保证传导效率，且通过进气组件和排气组件连接换热装置，能将通过供气装置主体的气体均匀有效且快速的降温，以保证火箭发动机试验台的低温供气效果。
附图说明
[0014]附图用来提供对本技术的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本技术，并不构成对本技术的限制。在附图中：
[0015]图1为本技术主视的结构示意图；
[0016]图2为本技术主视半剖的结构示意图；
[0017]图3为本技术中外胆和应急制冷组件俯视半剖的结构示意图；
[0018]图4为本技术中进气组件与换热装置连接处局部剖切的结构示意图；
[0019]图5为本技术中排气组件与换热装置连接处局部剖切的结构示意图；
[0020]图6为本技术中单个换热管局部剖切的结构示意图；
[0021]图中：1、供气装置主体；11、移动机构；12、保温箱体；13、外胆；2、换热装置；21、换热管；22、换热通道；23、进气接口；24、排气接口；25、环形槽；26、导流块；27、通槽；3、连接管；4、进气组件；41、进气罩；42、分流室；43、进气口；44、分流块；5、排气组件；51、排气罩；52、排气口；6、应急制冷组件；61、水箱；62、翅片。
具体实施方式
[0022]下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。
[0023]实施例
[0024]请参阅图1
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6，本技术提供以下技术方案：一种火箭发动机试验台供气装置，
包括供气装置主体1，供气装置主体1内部设置有换热装置2，供气装置主体1内部设置有连接管3，换热装置2一端固定连接有进气组件4，另一端固定连接有排气组件5，供气装置主体1内部还设置有应急制冷组件6；供气装置主体1包括最底部的移动机构11和固定在移动机构11上端的保温箱体12，以及固定在保温箱体12内部中间位置的外胆13，连接管3连通移动机构11外部与外胆13内部，应急制冷组件6位于外胆13的内外表面上。
[0025]具体的，换热装置2包括若干个均匀分布的换热管21和成型在换热管21内部的换热通道22，以及位于换热通道22一端的进气接口23和另一端的排气接口24，还包括成型在换热管21外部的环形槽25和成型在换热通道22内部进气接口23和排气接口24位置处的导流块26，相邻两个换热管21之间还成型有通槽27，本实施例中换热装置2极大的增加了能量传导接触面积，保证传导效率，以保证火箭发动机试验台的低温供气效果。
[0026]具本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机试验台供气装置，其特征在于：包括供气装置主体(1)，所述供气装置主体(1)内部设置有换热装置(2)，所述供气装置主体(1)内部设置有连接管(3)，所述换热装置(2)一端固定连接有进气组件(4)，另一端固定连接有排气组件(5)，所述供气装置主体(1)内部还设置有应急制冷组件(6)；所述供气装置主体(1)包括最底部的移动机构(11)和固定在移动机构(11)上端的保温箱体(12)，以及固定在保温箱体(12)内部中间位置的外胆(13)，所述连接管(3)连通移动机构(11)外部与外胆(13)内部，所述应急制冷组件(6)位于外胆(13)的内外表面上。2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机试验台供气装置，其特征在于：所述换热装置(2)包括若干个均匀分布的换热管(21)和成型在换热管(21)内部的换热通道(22)，以及位于换热通道(22)一端的进气接口(23)和另一端的排气接口(24)，还包括成型在换热管(21)外部的环形槽(25)和成型在换热通道(22)内部进气接口(23)和排气接口(...

【专利技术属性】
技术研发人员：郝好，
申请(专利权)人：北京航天试验技术研究所，
类型：新型
国别省市：