1.用途

此試車臺用于76km小型姿態調整火箭的高空環境模擬。在此高度試驗發動機的點火、再啟動、全尺寸燃燒試驗。

2.技術性能

熱沉通入液氮后，10h真空度可達1.3×10-3Pa，不通液氮真空艙的極限壓力為13×10-2Pa，工作壓力為1.3Pa，真空機組可抽除未完全燃燒的N204。

3.設備組成

設備主要由真空艙、抽氣機組、熱沉及液氮外流程組成。

(1)真空抽氣機組

真空抽氣機組由高真空、中真空及低真空機組構成。

高真空機組由JK-1200高真空油擴散泵+羅茨泵+滑閥泵構成，配置兩套。機組極限壓力為1.4×10-4Pa，抽速為2.1×104L/S。

中真空抽氣機組由JZ-1000油擴散噴射泵+羅茨泵+滑閥泵組成，共8套。機組的極限壓力為5×10-1Pa，抽速為1.96×104L/S。

低真空抽氣機組由羅茨泵+羅茨泵十水環泵組成，設置2套。發動機點火后，大量的可凝氣體被熱沉壁捕集，以霜的形式存在于艙體內，該機組可將融霜后產生的氣體排到艙外。機組極限壓力1×10-1Pa，抽速1200L/s。

(2)真空艙體

真空艙體由試驗艙、主艙、輔艙組成。被試火箭發動機安置在試驗艙密封端蓋上的測力平臺上，噴管口朝向主艙。艙內布置了燃料的注入、控制裝置和信號采集，壓力測量等接口;主艙用于安裝熱沉，并設有與試驗狀態有關的溫度、激波壓力、真空度等數據采集的測量口、觀察窗等;輔艙由油擴散噴射泵真空機組的抽空通道構成，機組分布在艙體兩側。

試驗艙處在主艙封頭上。試驗艙和主艙之間設有內門，并采用能耐高壓的唇型橡膠密封圈進行密封。試驗艙為大氣狀態，主艙可以保持5×10-3Pa的真空度。這樣在一個抽空過程中就可以進行多次試驗，可以打開試驗艙門進行安裝、檢測操作。試驗艙和主艙封頭之間有閥門管道連接，可以通過主艙經過該管路對試驗艙抽空。達到內門開啟所需的壓差后，可以打開內門。試驗艙設置手動充氣閥，充氣時間小于10s。

(3)熱沉

熱沉由冷管組件及冷壁組件構成。冷管組件用于對試驗氣體的冷卻和冷凝。冷壁組件是模擬空間冷黑環境的部件，與真空艙體保持100mm的距離。材質為奧氏體不銹鋼。

冷管組件共5組，前2組為盤狀光管，后3組帶翼管，全部安置在主艙后半段;冷壁組件共4組，分別安裝有試驗艙、主艙封頭、主艙前段和主艙后段。艙體下部為進液氮口，上部為出液氮口，每一路單獨進出，并分別與液氮外循環系統連接。艙體外的液氮管路用保溫層包裹。

火箭噴出的高溫高速燃氣進入主艙后，逐步降溫、減速，經過冷管組件進行熱交換后，燃氣中的如H20、CO2、H2的溫度被降至150K后進入尾艙，通過中真空機組排出艙體。

熱沉除了通液氮外，還要在化霜階段通入熱氮氣。要求熱沉能承受冷熱交變溫度，因此需要解決熱沉的結構和材料在高低溫交變下的應力腐蝕、疲勞損傷和熱脹冷縮等問題，以免熱沉損傷。

(4)液氮外流程

熱沉液氮外流程由2個液氮儲罐、2臺液氮泵、過冷器、低溫閥門和液氮管路等部件組成。液氮系統和熱沉構成了液氮的密閉循環回路。為提高系統的可靠性，低溫閥門采用手動形式。在火箭發動機試驗中，實現了系統由開式沸騰降溫，快速穩定地轉換成液氮單相密閉循環。在液氮流程正常工作時，熱沉壁板溫度可達到90K±SK。熱氮氣流程用于熱沉加熱，加快化霜速度。由空氣壓縮機、干燥器、油水分離器、加熱爐、管道、閥門等組成。進氣溫度為室溫，排氣z*高溫度423K。