一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法与流程

1.本发明涉及到发动机试验的技术领域，尤其涉及到一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法。


背景技术：

2.固体火箭发动机(航天)的发动机试验与测试技术是固体推进技术的重要组成部分，航天发动机在进行试飞前，需在地面做摸底验证试验。随着发动机的日趋成熟，发动机的应用日趋广泛。
3.固体火箭发动机的使用环境包括春夏秋冬四季环境，也包括地面、高空、高原等各种环境，因此发动机并不是仅仅在常温环境中工作的，也经常会在高温或者低温环境中工作，所以要在发动机地面试验中进行高温或低温的保存，当温度到达所指定的温度后才能进行发动机地面点火试验。
4.首先将发动机放在保温箱中(高或者低温箱)中保温，当在保温箱内的温度(或发动机表面温度)达到设定温度后，对发动机进行t1(t1为标准规定的时间，下同)时间的保温。t1时间后，将发动机从高、低温箱中取出后，运送至发动机试验台，准备进行地面点火试验。随着时间的推移，发动机本身的温度会逐渐靠近试车时周围环境的温度而不是发动机需求的温度，并且发动机运送至试验台上后要进行一系列点火前准备工作。这样发动机温度会变化，并且发动机在高温或低温的情况先，准备工作会带来一系列的麻烦(不好操作)。


技术实现要素：

5.本发明的目的在于提供一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法，用于解决上述技术问题。
6.一种固体火箭发动机地面测试试验台，包括：保温箱体，所述保温箱体的一侧外壁设有加热制冷系统，其所述加热制冷系统的一端设有第一三通阀，所述加热制冷系统的另一端设有第二三通阀，所述第一三通阀与冷却管的一端连接，所述冷却管贯穿所述保温箱体的一侧且在其所述保温箱体内壁内环绕设置形成盘管，所述冷却管的另一端与所述第二三通阀连接；所述冷却管内流动设置有循环介质，
7.盖体，所述保温箱体的一侧与所述盖体做可活动连接；所述保温箱体和盖体的内壁均设有一保温层；
8.试验架；所述试验架安装在所述保温箱体内，所述试验架包括试验台底座、发动机支座和推力支架，所述发动机支座和所述推力支架均安装在所述试验台底座上，所述推力支架的输出端与所述发动机支座连接，所述推力支架上设有一挡板，所述挡板上设有一推力传感器；
9.发动机；所述发动机安装该所述发动机支座上。
10.作为进一步的优选，所述保温箱体由外到内分为外层、夹层以及内层，所述内层为保温层，所述夹层由真空隔层组成，所述外层由保温板组成且将箱体围合形成可放置所述
发动机的内腔。
11.作为进一步的优选，所述推力支架包括支架箱体、蜗轮、蜗杆、电机、丝杠螺母、向心推力球轴承和丝杠，所述支架箱体安装在所述试验台底座，所述蜗轮和蜗杆构成一传动副且设置于所述支架箱体中，所述电机与蜗杆相连，所述丝杠螺母和丝杠构成另一传动副，丝杠螺母通过向心推力球轴承安装于所述支架箱体中。
12.作为进一步的优选，所述试验台底座上设置有一移动导轨，所述发动机支座安装在所述移动导轨上做左右方向的水平位移运动。
13.作为进一步的优选，所述保温箱体的一端的上表面转动连接有转轴，所述保温箱体通过所述转轴与所述盖体转动连接，所述盖体的外表面固定连接有弹性卡钩，所述弹性卡钩的底部为斜面结构设置，所述保温箱体靠近所述弹性卡钩的外表面一体成型有卡块，所述弹性卡钩与所述卡块活动连接。
14.作为进一步的优选，所述保温层的内层厚度为(50
±
2)mm，每块保温层前后端、两侧周向对接面均为45
°
斜面。
15.作为进一步的优选，还包括控制面板和温度传感器，所述控制面板安装在所述保温箱体的外壁上，所述温度传感器安装在所述发动机外壁面一侧，所述温度传感器与所述控制面板信号连接；所述控制面板内安装有控制器和集成系统；
16.所述控制器用于接收推力传感器发来的信号同时向所述集成系统提供不同的发动机控制信号；
17.所述集成系统用于根据不同的所述发动机控制信号，控制所述发动机的在不同工况下运行的同时也可以控制所述推力支架的调整；
18.所述控制器用于传递传感信号。
19.作为进一步的优选，所述加热制冷系统包括循环管路、以及依次设置在所述循环管路上的压缩机、四通阀、散热管、第一风扇、贮液罐和液氮罐，所述贮液罐内部设有加热丝，所述加热丝用于与循环介质进行热交换，所述加热丝分别与所述控制面板电连接。
20.作为进一步的优选，所述加热制冷系统包括节流阀，所述节流阀的一端与所述贮液罐连接，所述节流阀的另一端与所述第一三通阀连接。
21.一种温控方法，用于所述的固体火箭发动机地面测试试验台，所述方法包括：
22.步骤s1:预设公式为：a＝(t﹣t)
×
f，其中，a代表温度调整参数，t代表发动机(外表面)的预设温度，t代表发动机(外表面)的实际温度，f为调整系数；
23.步骤s2:关闭保温舱的舱门并检查保温舱，确保无泄漏的地方；
24.步骤s3:通过温度传感器获取的发动机外表面的实际温度t；
25.步骤s4:若发动机外表面的实际温度t低于发动机外表面的预设温度t，通过公式得到结果a,通过制热模式对保温箱内的环境进行加热；如若压缩机加热功率不够，则启动加热丝对循环介质进行加热。
26.所述发动机外表面的实际温度t高于发动机外表面的预设温度t，通过公式的到结果a,则启动制冷模式对保温箱内进行降温，如果降温功率不够，则通过第一三通阀和第二三通阀的调节，通过液氮回路对保温箱内进行降温。
27.上述技术方案具有如下优点或有益效果：
28.(1)本发明中，保温箱为可拆卸结构，当发动机需要保温时，关闭保温箱，散热保温
的盘管与外界连通，对保温箱内进行加热或者冷却，按照试验要求对发动机进行保温。保温完毕后打开保温箱，移除喷管处保温壁，其它侧壁视情况是否移除，发动机进行点火试验。
29.(2)本发明中，设有保温箱，解决了发动机并不是仅仅在常温环境中工作的，通常会在高温或者低温环境中工作等外界环境问题。
30.(3)本发明中，将固体火箭发动机地面测试试验台与高、低温箱一体化设计，可以减少发动机保温后、试验前的准备过程，使得发动机试验温度更接近于使用温度，同时也减少了发动机的转移过程。
31.(4)本发明中，设置有试验台支座：主要作用支撑被试验的发动机，可以前后左右调节，以适应不同大小的发动机。
32.(5)本发明中，设置有挡板，挡板主要作用是固定推力传感器，并在发动机试车时给一个固定的反力，阻止发动机前后移动。推力传感器可在挡板上移动，以适应能对准发动机中心。
33.(6)本发明中，第二风扇保证保温箱内的温度均匀。
34.(7)本发明中，可以将保温舱的控制采集系统与发动机试验台的控制采集系统集成在一套系统内，节约成本。
附图说明
35.图1是本发明固体火箭发动机地面测试试验台的结构示意图；
36.图2是本发明固体火箭发动机地面测试试验台的剖视图；
37.图3是本发明加热制冷系统的结构示意图。
38.图中：1、试验台底座；2、发动机支座；3、推力支架；4、推力传感器；5、发动机；6、盘管；7、第一三通阀；8、第二三通阀；9、保温层；10、加热制冷系统；11、压缩机；12、四通阀；13、散热管；14、第一风扇；15、贮液罐；16、加热丝；17、节流阀；18、液氮罐；19、第二风扇；20、控制采集系统。
具体实施方式
39.为使本发明的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施例做详细的说明。
40.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
41.术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。
42.结合图1-3所示，一种固体火箭发动机地面测试试验台，包括，
43.本实施例中，保温箱体，保温箱体的一侧外壁设有加热制冷系统10，其加热制冷系统10的一端设有第一三通阀7，加热制冷系统10的另一端设有第二三通阀8，第一三通阀7上与冷却管的一端连接，冷却管贯穿保温箱体的一侧且在其保温箱体内壁内环绕设置形成盘
管6，冷却管的另一端与第二三通阀8连接；冷却管内流动设置有循环介质，
44.盖体，保温箱体的一侧与盖体做可活动连接；保温箱体和盖体的内壁均设有一保温层9；
45.试验架；试验架安装在保温箱体内，试验架包括试验台底座1、发动机支座2和推力支架3，发动机支座2和推力支架3均安装在试验台底座1上，推力支架3的输出端与发动机支座2连接，推力支架上设有一挡板，挡板上设有一推力传感器4；
46.发动机；发动机安装该发动机支座2上。
47.其中，保温箱为可拆卸箱体，保温箱由多个连接块首尾相连而形成的多边形箱体。
48.进一步，作为一种较佳的实施方式，保温箱体由外到内分为外层、夹层以及内层，内层为保温层9，夹层由真空隔层组成，外层由保温板组成且将箱体围合形成可放置发动机5的内腔。
49.进一步，作为一种较佳的实施方式，推力支架3包括支架箱体、蜗轮、蜗杆、电机、丝杠螺母、向心推力球轴承和丝杠，支架箱体安装在试验台底座1，蜗轮和蜗杆构成一传动副且设置于支架箱体中，电机与蜗杆相连，丝杠螺母和丝杠构成另一传动副，丝杠螺母通过向心推力球轴承安装于支架箱体中。
50.其中，推力支架3用于控制发动机支座2：使得发动机支座2能够根据试验发动机的尺寸变化进行前后左右调节，以适应不同大小的发动机
51.进一步，作为一种较佳的实施方式，试验台底座1上设置有一移动导轨，发动机支座2安装在移动导轨上做左右方向的水平位移运动。
52.进一步，作为一种较佳的实施方式，保温箱体的一端的上表面转动连接有转轴，保温箱体通过转轴与盖体转动连接，盖体的外表面固定连接有弹性卡钩，弹性卡钩的底部为斜面结构设置，保温箱体靠近弹性卡钩的外表面一体成型有卡块，弹性卡钩与卡块活动连接。
53.进一步，作为一种较佳的实施方式，保温层9的内层厚度为(50
±
2)mm，每块保温层9前后端、两侧周向对接面均为45
°
斜面。
54.进一步，作为一种较佳的实施方式，还包括控制面板和温度传感器，控制面板安装在保温箱体的外壁上，温度传感器安装在发动机5外壁面上，温度传感器与控制面板信号连接；控制面板内安装有控制器和集成系统；
55.控制器用于接收推力传感器4发来的信号同时向集成系统提供不同的发动机5控制信号；
56.控制器用于接收推力传感器4发来的信号同时向集成系统提供不同的发动机5控制信号；
57.集成系统用于根据不同的发动机5控制信号，控制发动机5的在不同工况下运行的同时也可以控制推力支架3的调整；
58.所述控制器用于传递传感信号；
59.其中，由控制器、集成系统共同组成一控制采集系统20，控制采集系统20集成在控制面板内，控制采集系统20通过控制器和集成系统来进行传递信号的采集。
60.进一步，作为一种较佳的实施方式，加热制冷系统10包括循环管路、以及依次设置在循环管路上的压缩机11、四通阀12、散热管13、第一风扇14、贮液罐15和液氮罐18，贮液罐
15内部设有加热丝16，加热丝16用于与循环介质进行热交换，加热丝16分别与控制面板电连接。
61.进一步，作为一种较佳的实施方式，加热制冷系统还包括节流阀17，节流阀17的一端与贮液罐15连接，节流阀17的另一端与第一三通阀7连接。
62.其中，加热制冷系统10内还包括第二风扇19，第二风扇19安装在保温层9内，第二风扇19用于控制保温层9内的气流；第二风扇19的安装有利于温度传播的均匀度。
63.一种固体火箭发动机地面测试试验台的温控方法，包括上述固体火箭发动机地面测试试验台，方法包括：
64.步骤s1:预设公式为：a＝(t﹣t)
×
f，其中，a代表温度调整参数，t代表发动机(外表面)的预设温度，t代表发动机(外表面)的实际温度，f为调整系数；
65.步骤s2:通过温度传感器获取的发动机(外表面)的实际温度；
66.步骤s3:若发动机(外表面)的实际温度低于发动机(外表面)的预设温度，通过公式得到结果a,通过制热模式对保温箱内的环境进行加热；如若压缩机加热功率不够，则启动加热丝16对循环介质进行加热。
67.若所述发动机(外表面)的实际温度高于发动机(外表面)的预设温度，通过公式的到结果a,则启动制冷模式对保温箱内进行降温，如果降温功率不够，则通过三通阀7、三通阀8的调节，通过液氮回路对保温箱内进行降温。
68.其中，循环介质为乙二醇型冷却液，或其他冷却液。
69.实施例一，当发动机5需要保温时，关闭保温箱，散热保温的盘管6通过阀门与加热系统，对保温箱内进行加热或者冷却，按照试验要求对发动机5进行保温。保温完毕后打开保温箱，移除喷管处保温壁，其它侧壁视情况是否移除，发动机5进行点火试验。
70.在发动机5地面试车前，对发动机5进行保温。将发动机支座2调整到合适的位置，将试验发动机5置放在发动机支座2上。在试验发动机5外表面对应的位置上贴好温度传感器，调整推力传感器4在推力支架3位置，使推力传感器4与试验发动机5对中，便于后续测量推力。关闭保温箱。当所需温度不是很高时，工质循环通路为：散热(冷却)盘管6——第一三通阀7——加热制冷系统10——第二三通阀8，启动压缩机11进行常规的制冷(加热)；当所需温度较高时，打开储液罐内的电加热丝16，对循环介质进行电加热；当所需温度较低时，工质循环通路为：散热(冷却)盘管6——第一三通阀7——液氮罐18——第二三通阀8，用液氮制冷。保温完毕后，打开保温箱，移除保温层9靠近发动机5喷管出口处的一扇，其它保温层9侧壁视情况是否移除。由于先前传感器已经连接好，推力传感器4对中完成，发动机5可直接进行点火试验。减少出舱(保温舱)后的准备时间。
71.实施例二，在温度接近常温-20℃-30℃以及当温度大于30℃时就用这个循环就可以，可启用电加热丝工质循环通路为：散热(冷却)盘管6——第一三通阀7——加热制冷系统10——第二三通阀8，启动压缩机11进行常规的制冷(加热)；
72.实施例三，当所需温度低于-20℃，工质循环通路为：散热(冷却)盘管6——第一三通阀7——液氮罐18——第二三通阀8，用液氮制冷。保温完毕后，打开保温箱，移除保温层9靠近发动机5喷管出口处的一扇，其它保温层9侧壁是否移除视情况而定。
73.以上仅为本发明较佳的实施例，并非因此限制本发明的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本发明说明书及图示内容所作出的等同替
换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本发明的保护范围内。