可重复使用的空间发动机热控装置的制作方法

1.本发明涉及热控装置技术领域，具体地，涉及一种可重复使用的空间发动机热控装置，尤其是一种可重复在轨使用的空间发动机加热测温一体化热控装置。


背景技术：

2.可重复使用的返回式航天器是国内外返回式航天器的重要发展方向，其主要目的是提高发射效率、降低发射成本。
3.对于可重复回收再使用的国内外空间发动机，其热控装置需要突破全任务复杂热环境控制等关键技术，既要满足空间发动机在轨多次温控工作需求，又要保证空间发动机若干次在轨工作-回收-在轨工作重复性使用需求。空间发动机在轨工作时需要通过加热、测温装置保证发动机身部每次点火前启动温度高于要求值，同时发动机工作时推进剂燃烧过程中产生的热量会导致发动机身部温度较高，可达700～1100℃。在高温下发动机表面的加热器、测温传感器、导热硅脂性能均出现明显下降，降落地球后无法保证重复使用。目前空间发动机应用的热控、测温装置通常只考虑在轨工作性能，或采用间接测温的方式，或不能进行加热测温集成化设计，且在重复性使用研究方面有所欠缺。
4.公开号为cn203067074u的专利文献公开了一种通用发动机百叶窗式热控冷却调节器，在风扇罩与发动机缸体之间装有百叶窗叶片，百叶窗叶片与拉杆连接，膨胀蜡热控器固定在发动机缸体；发动机缸体产生的热量能快速及时的作用在膨胀蜡热控器上，膨胀蜡热控器内部有膨胀蜡，受热后膨胀，冷却后收缩，从而通过与之连接的拉杆作用在百叶窗叶片上，实现对百叶窗叶片开闭大小的控制，确保了发动机不会形成过度冷却或过热现象的出现，是发动机的气缸磨损和效率得到提高。但是该热控装置无法适应高温环境，不适用于空间发动机。


技术实现要素：

5.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种可重复使用的空间发动机热控装置。
6.根据本发明提供的可重复使用的空间发动机热控装置，包括主体部分与设置在主体部分后侧的过渡部分，所述主体部分包括第一半圆结构与第二半圆结构，所述第一半圆结构与第二半圆结构对称设置在发动机后端的外表面，所述第一半圆结构与第二半圆结构的外侧均设置有主体外壳；
7.所述第一半圆结构上设置有第一加热回路，第二半圆结构上设置有第二加热回路与测温回路；
8.所述过渡部分的前端连接主体部分，过渡部分的后端朝向发动机的后端延伸，所述过渡部分包括过渡外壳与设置在过渡外壳内部的引出线，所述引出线从过渡外壳的后端引出。
9.优选地，所述主体外壳采用高温合金材料，所述主体外壳的外侧设置有绝缘结构。
10.优选地，所述第一半圆结构的两端均设置有带孔的第一耳片，第二半圆结构的两端均设置有带孔的第二耳片，所述第一耳片与第二耳片相对设置，所述第一耳片与第二耳片通过连接件相互连接。
11.优选地，所述第一半圆结构与第二半圆结构均通过螺栓固定在发动机外表面。
12.优选地，所述第一半圆结构和第二半圆结构与发动机外表面之间均填充有金属箔。
13.优选地，所述第一加热回路包括第一主份加热回路与备份加热回路，所述第二加热回路包括第二主份加热回路；
14.所述第一主份加热回路与第二主份加热回路的功率相同。
15.优选地，还包括控制器，所述控制器连接测温回路并能够接受测温回路反馈的温度，从而控制第一加热回路与第二加热回路。
16.优选地，所述第一半圆结构与第二半圆结构的厚度均为10～15mm。
17.优选地，所述金属箔包括镍箔。
18.优选地，所述过渡外壳为变截面圆柱体结构且采用不锈钢材料，所述引出线的外侧设置有绝缘材料。
19.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
20.1、本发明结构简单，操作方便，采用了加热测温集成化设计的技术手段，解决了目前空间发动机应用的热控、测温装置通常只考虑在轨工作性能，或采用间接测温的方式，无法同时进行加热测温的技术问题。
21.2、本发明采用在主体部分外侧设置高温合金材料外壳的技术手段，解决了在高温环境下，发动机表面的现有的加热器、测温传感器、导热硅脂性能均出现明显下降，降落地球后无法保证重复使用的技术问题。
附图说明
22.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
23.图1为本发明的主视结构示意图；
24.图2为本发明的俯视结构示意图；
25.图3为本发明安装在发动机上时的结构示意图。
26.图中示出：
27.主体部分1
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第二耳片7
28.过渡部分2
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备份加热回路8
29.第一半圆结构3
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第一主份加热回路9
30.第二半圆结构4
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第二主份加热回路10
31.引出线5
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绝缘结构11
32.第一耳片6
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测温回路12
具体实施方式
33.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术
人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
34.本发明公开了一种可重复使用的空间发动机热控装置，尤其适用于太空-地球多次往返可回收姿轨控发动机身部热控设计，其能够解决航天飞行器姿、轨控发动机的热控装置可以随发动机多次往返重复性工作，同时保障发动机的在轨性能。
35.根据本发明提供的可重复使用的空间发动机热控装置，如图1-3所示，包括主体部分1与设置在主体部分1后侧的过渡部分2，所述主体部分1包括左右几何尺寸对称的半圆形片式结构的第一半圆结构3与第二半圆结构4，所述第一半圆结构3与第二半圆结构4对称设置在发动机身部后端的安装槽上，所述第一半圆结构3与第二半圆结构4的外侧均设置有主体外壳，为适应高温环境，在降落地球后保证能够重复使用，所述主体外壳采用高温合金材料，所述主体外壳的外侧设置有绝缘结构11。优选地，所述主体外壳装置需要承受的温度选择不锈钢或高温合金。
36.如图1所示，所述第一半圆结构3的两端均设置有带孔的第一耳片6，第二半圆结构4的两端均设置有带孔的第二耳片7，所述第一耳片6与第二耳片7相对设置，第一耳片6与第二耳片7通过连接件相互连接，优选地，通过螺栓与螺母穿过临近的第一耳片6与第二耳片7，并对螺栓施以力矩，使第一半圆结构3与第二半圆结构4相邻位置处的耳片距离尽量缩小，使装置紧贴发动机或其适用的其他结构表面。优选地，所述第一耳片6与第二耳片7的厚度均为3～5mm，长度均为8～12mm；宽度均为5～6mm。当第一耳片6与第二耳片7安装后，两者间的间隙为1～3mm。所述第一半圆结构3与第二半圆结构4的厚度均为10～15mm。
37.如图1所示，所述第一半圆结构3与第二半圆结构4均通过螺栓固定在发动机外表面。优选地，第一半圆结构3与第二半圆结构4均选用m3或m4的钛螺栓作为紧固件安装在发动机外表面。所述第一半圆结构3和第二半圆结构4与发动机外表面之间均填充有金属箔，从而增强热量传导。优选地，所述金属箔包括镍箔。
38.如图1所示，所述第一半圆结构3上设置有第一加热回路，第二半圆结构4上设置有第二加热回路与测温回路12；所述测温回路12中的测温元件能够耐受发动机高温环境。所述第一加热回路包括第一主份加热回路9与备份加热回路8，所述第二加热回路包括第二主份加热回路10；所述第一主份加热回路9与第二主份加热回路10的功率相同。优选地，还包括控制器，所述控制器连接测温回路12并能够接受测温回路12反馈的温度，从而控制第一加热回路与第二加热回路。
39.如图2所示，所述过渡部分2的前端连接主体部分1，过渡部分2的后端朝向发动机的后端延伸，所述过渡部分2包括过渡外壳与设置在过渡外壳内部的引出线5，所述引出线5从过渡外壳的后端引出。所述过渡外壳为变截面圆柱体结构且采用不锈钢材料，所述引出线5的外侧设置有绝缘材料。如图3所示，发动机后端的法兰位置开孔供过渡部分2穿过，过渡外壳穿过法兰设置。
40.综上所述，本发明提供的热控装置能够突破全任务复杂热环境控制等关键技术，既要满足空间发动机完成在轨多次工作需求，又要保证空间发动机若干次在轨工作-回收-在轨工作重复性使用需求。适用于太空-地球多次往返可回收姿轨控发动机身部热控设计，其能够解决航天飞行器姿、轨控发动机的热控装置可以随发动机多次往返重复性工作，同
时保障发动机的在轨性能。
41.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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技术和简化描述，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技术的限制。
42.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，包括主体部分(1)与设置在主体部分(1)后侧的过渡部分(2)，所述主体部分(1)包括第一半圆结构(3)与第二半圆结构(4)，所述第一半圆结构(3)与第二半圆结构(4)对称设置在发动机后端的外表面，所述第一半圆结构(3)与第二半圆结构(4)的外侧均设置有主体外壳；所述第一半圆结构(3)上设置有第一加热回路，第二半圆结构(4)上设置有第二加热回路与测温回路(12)；所述过渡部分(2)的前端连接主体部分(1)，过渡部分(2)的后端朝向发动机的后端延伸，所述过渡部分(2)包括过渡外壳与设置在过渡外壳内部的引出线(5)，所述引出线(5)从过渡外壳的后端引出。2.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述主体外壳采用高温合金材料，所述主体外壳的外侧设置有绝缘结构(11)。3.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述第一半圆结构(3)的两端均设置有带孔的第一耳片(6)，第二半圆结构(4)的两端均设置有带孔的第二耳片(7)，所述第一耳片(6)与第二耳片(7)相对设置，所述第一耳片(6)与第二耳片(7)通过连接件相互连接。4.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述第一半圆结构(3)与第二半圆结构(4)均通过螺栓固定在发动机外表面。5.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述第一半圆结构(3)和第二半圆结构(4)与发动机外表面之间均填充有金属箔。6.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述第一加热回路包括第一主份加热回路(9)与备份加热回路(8)，所述第二加热回路包括第二主份加热回路(10)；所述第一主份加热回路(9)与第二主份加热回路(10)的功率相同。7.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，还包括控制器，所述控制器连接测温回路(12)并能够接受测温回路(12)反馈的温度，从而控制第一加热回路与第二加热回路。8.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述第一半圆结构(3)与第二半圆结构(4)的厚度均为10～15mm。9.根据权利要求5所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述金属箔包括镍箔。10.根据权利要求1所述的可重复使用的空间发动机热控装置，其特征在于，所述过渡外壳为变截面圆柱体结构且采用不锈钢材料，所述引出线(5)的外侧设置有绝缘材料。

技术总结
本发明提供了一种可重复使用的空间发动机热控装置，包括主体部分与设置在主体部分后侧的过渡部分，主体部分包括第一半圆结构与第二半圆结构，第一半圆结构与第二半圆结构对称设置在发动机后端的外表面，第一半圆结构与第二半圆结构的外侧均设置有主体外壳；第一半圆结构上设置有第一加热回路，第二半圆结构上设置有第二加热回路与测温回路；过渡部分的前端连接主体部分，过渡部分的后端朝向发动机的后端延伸，过渡部分包括过渡外壳与设置在过渡外壳内部的引出线，引出线从过渡外壳的后端引出。本发明加热测温集成化设计，解决了目前空间发动机应用的热控、测温装置只考虑在轨工作性能，或采用间接测温的方式，无法同时进行加热测温的技术问题。热测温的技术问题。热测温的技术问题。


技术研发人员：宁静 胡承云 程涛 刘晓 陈菁 李会子 朱洁莹
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：2022.12.19
技术公布日：2023/5/26