[发明专利]一种航天飞行器地面防隔热试验用灯阵装置

说明书

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。

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：