适用于航天器小推力发动机的加热结构的制作方法

1.本发明涉及航天器推进系统用的发动机领域，具体地，涉及一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，尤其适用于小推力的航天器双组元发动机的加热结构。


背景技术：

2.航天器发动机喷注器内有多组推进剂流道，在空间低温环境中，需要采取加温措施，以保证其内推进剂温度高于冰点以上。在发动机点火过程中，发动机喷注器由于热返浸作用，会达到150℃以上的高温，往往高于加热器的使用温度。因此，发动机喷注器通常采用铠装加热器进行加热。
3.现有技术中如专利文献cn106134394b公开了一种航天器发动机喷注器的加热实现方法，在发动机喷注器安装铠装加热器，用于给喷注器加温，发动机喷注器需提供铠装加热器安装槽，以及螺孔等固定结构。对于小推力的双组元发动机，发动机本身尺寸较小，阀门总热容大于喷注器热容，若依然采用铠装加热器加温，既增加了发动机整体重量，又使得发动机喷注器设计较为复杂。


技术实现要素：

4.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于航天器小推力发动机的加热结构。
5.根据本发明提供的一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，包括电加热片、温度传感器、多层隔热组件以及隔热垫片；
6.所述温度传感器安装在发动机喷注器上，所述发动机喷注器连接有电磁阀，所述电加热片的一面安装在电磁阀上，所述多层隔热组件安装在电加热片的另一面；
7.所述发动机喷注器安装在机架上，所述隔热垫片设置在发动机喷注器和机架之间。
8.优选地，所述电加热片采用聚酰亚胺薄膜型电加热片；
9.所述电加热片的内部设置有主加热回路以及备用加热回路，其中，主加热回路、备用加热回路所具有的引线均在电加热片的一端引出。
10.优选地，所述电加热片通过硅橡胶粘接在所述电磁阀上。
11.优选地，所述温度传感器为表面粘贴型温度传感器，通过硅橡胶粘贴在发动机喷注器后，点焊层钛合金箔片固定。
12.优选地，所述多层隔热组件采用双面镀铝聚酯薄膜与涤纶网交替叠合形成的结构。
13.优选地，所述多层隔热组件采用11层双面镀铝聚酯薄膜和10层涤纶网交替叠合的结构。
14.优选地，所述的隔热垫片采用非金属隔热材料。
15.优选地，所述隔热垫片采用酚醛层压玻璃布板制作。
16.优选地，采用自动控温，包括发动机工作模式和发动机存储模式；
17.当在发动机工作模式下控温阈值为a1，a2,发动机头部喷注器温度传感器低于a2时，主加热回路通电进行加热，温度传感器低于a1时，主加热回路、备用加热回路均通电进行加热；温度传感器高于a2时，主加热回路、备用加热回路两路加热器均断电；
18.当在发动机存储模式下控温阈值为b1，b2，发动机喷注器温度传感器低于b2时，主加热回路通电进行加热，温度传感器低于b1时，主加热回路、备用加热回路均通电进行加热；温度传感器高于b2时，主加热回路、备用加热回路两路加热器均断电。
19.优选地，a1为10℃，a2为15℃，b1为
‑
10℃，b2为
‑
5℃。
20.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
21.1、本发明通过采用电磁阀加温措施间接保障发动机喷注器温度，取消了发动机喷注器铠装加热器，既可减轻发动机整体重量20％以上，又简化了发动机喷注器的设计，提高了发动机加热器的可靠性，解决了发动机可靠工作的温度需求。
22.2、本发明多层隔热组件采用双面镀铝聚酯薄膜与涤纶网交替叠合形成的结构紧凑且能够防止电加热片温度的散失，提高了保温效果。
23.3、本发明能够在发动机工作模式和发动机存储模式两种模式下实现自动控温，且能够通过主加热回路、备用加热回路两路加热器的工作切换实现更匹配的温控策略，有利于宇宙环境下快速精准的温度调控。
附图说明
24.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：
25.图1为本发明的局部剖视示意图；
26.图2为双路聚酰亚胺薄膜型电加热片外形示意图。
27.图中示出：
[0028]1‑
电加热片
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ5‑
发动机喷管
[0029]2‑
温度传感器
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ6‑
发动机喷注器
[0030]3‑
多层隔热组件
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ7‑
电磁阀
[0031]4‑
隔热垫片
具体实施方式
[0032]
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。
[0033]
实施例1：
[0034]
针对现有技术中的缺陷，为减轻发动机重量，简化发动机设计，本发明提供了一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，本发明中的小推力发动机尤其指推力小于10n的航空发动机。如图1所示，包括电加热片1、温度传感器2、多层隔热组件3以及隔热垫片4，所述温度传感器2安装在发动机喷注器6上，所述发动机喷注器6连接有电磁阀7，所述电加热
片1的一面安装在电磁阀7上，用于给电磁阀7加热，所述多层隔热组件3安装在电加热片1上，用于为电加热片1保温，防止电加热片1的热量散失，所述多层隔热组件3优选采用双面镀铝聚酯薄膜与涤纶网交替叠合形成的结构。
[0035]
所述发动机喷注器6安装在机架上，所述隔热垫片4设置在发动机喷注器6和机架之间，所述的隔热垫片4采用非金属隔热材料，可以减少发动机头部向机架的导热。所述隔热垫片4优选采用酚醛层压玻璃布板制作。
[0036]
具体地，所述电加热片1采用聚酰亚胺薄膜型电加热片，所述电加热片1的内部设置有主加热回路以及备用加热回路，其中，主加热回路、备用加热回路所具有的4根引线均在电加热片1的一端引出，使结构更加紧凑。
[0037]
本发明的温控采用自动控温，包括发动机工作模式和发动机存储模式两种模式，当在发动机工作模式下控温阈值为a1，a2,发动机头部喷注器温度传感器低于a2时，主加热回路通电进行加热，温度传感器低于a1时，主加热回路、备用加热回路均通电进行加热；温度传感器高于a2时，主加热回路、备用加热回路两路加热器均断电，当在发动机存储模式下控温阈值为b1，b2，发动机喷注器温度传感器低于b2时，主加热回路通电进行加热，温度传感器低于b1时，主加热回路、备用加热回路均通电进行加热；温度传感器高于b2时，主加热回路、备用加热回路两路加热器均断电。
[0038]
具体地，所述电加热片1通过硅橡胶粘接在所述电磁阀7上，所述温度传感器2为表面粘贴型温度传感器，通过硅橡胶粘贴在发动机喷注器6后，点焊1层钛合金箔片固定。
[0039]
实施例2：
[0040]
本实施例为实施例1的优选例。
[0041]
本实施例一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，所述电加热片1采用双路聚酰亚胺薄膜型电加热片，外型为矩形，表层为聚酰亚胺薄膜，主加热回路、备加热回路4根引线在加热器一端引出，电加热片1安装在发动机电磁阀7的柱面，首先在发动机柱面粘贴1层绝缘底膜，然后在电加热片1上涂覆1层硅橡胶，将电加热片1粘贴在电磁阀7的柱面。
[0042]
所述多层隔热组件3安装在双路聚酰亚胺薄膜型电加热片1的外层，通过带胶镀铝薄膜进行固定，所述多层隔热组件3采用11层双面镀铝聚酯薄膜和10层涤纶网交替叠合的结构。
[0043]
所述温度传感器2对称安装在发动机喷注器6两侧的斜面上，首先用502胶固定温度传感器2敏感头，然后覆盖1层硅橡胶，待硅橡胶固化后，整体点焊1层钛箔，所述隔热垫片4安装在发动机喷注器6所具有的法兰与机架之间。
[0044]
所述控温策略为自动控温，设定两种模式：发动机工作模式和发动机存储模式，b1为
‑
10℃，b2为
‑
5℃，a1为10℃，a2为15℃，通过给电磁阀7加热，间接保证发动机喷注器6温度，发动机工作模式控温阈值分别为10℃、15℃，发动机存储模式控温阈值为
‑
10℃、
‑
5℃，通过给电磁阀7加热，间接保证发动机喷注器6温度。
[0045]
本实施例中隔热垫片4采用酚醛层压玻璃布板制作，外形为矩形，中间开通孔，垫片厚度在5～10mm之间。
[0046]
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。
[0047]
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。