[发明专利]一种固体火箭发动机地面测试试验台及温控方法

权利要求书

1.一种固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，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(10)，其所述加热制冷系统(10)的一端设有第一三通阀(7)，所述加热制冷系统(10)的另一端设有第二三通阀(8)，所述第一三通阀(7)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(6)，所述冷却管的另一端与所述第二三通阀(8)连接；所述冷却管内流动设置有循环介质，

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(9)；

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(1)、发动机支座(2)和推力支架(3)，所述发动机支座(2)和所述推力支架(3)均安装在所述试验台底座(1)上，所述推力支架(3)的输出端与所述发动机支座(2)连接，所述推力支架(3)上设有一挡板，所述挡板上设有一推力传感器(4)；

发动机(5)；所述发动机(5)安装该所述发动机支座(2)上。

2.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，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(9)，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。

3.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，所述推力支架(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，所述支架箱体安装在所述试验台底座(1)，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。

4.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，所述试验台底座(1)上设置有一移动导轨，所述发动机支座(2)安装在所述移动导轨上做左右方向的水平位移运动。

5.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，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。

6.如权利要求2所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，所述保温层(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。

7.如权利要求1所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，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；

所述控制器用于接收推力传感器(4)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；

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(3)的调整；

所述控制器用于传递传感信号。

8.如权利要求7所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，所述加热制冷系统(10)包括循环管路、以及依次设置在所述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)，所述贮液罐(15)内部设有加热丝(16)，所述加热丝(16)用于与循环介质进行热交换，所述加热丝(16)分别与所述控制面板电连接。

9.如权利要求8所述的固体火箭发动机地面测试试验台，其特征在于，所述加热制冷系统(10)包括节流阀(17)，所述节流阀(17)的一端与所述贮液罐(15)连接，所述节流阀(17)的另一端与所述第一三通阀(7)连接。

10.一种温控方法，其特征在于，用于权利要求1所述的固体火箭发动机地面测试试验台，所述方法包括：

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；

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；

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；

步骤S4:若发动机(5)外表面的实际温度t低于发动机(5)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(16)对循环介质进行加热；

发动机(5)外表面的实际温度t高于发动机(5)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(7)和第二三通阀(8)的调节，通过液氮回路对保温箱内进行降温。