CN112177798B - 适用于航天器发动机的隔热结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于航天器发动机的隔热结构，包括发动机支架、隔热垫片组件、转接板以及多层隔热组件，所述发动机支架的后端安装在发动机所具有的喷注器上，所述发动机支架的前端通过隔热垫片组件连接所述转接板，所述转接板与发动机所具有的集合器连接，所述多层隔热组件安装在集合器上，本发明将发动机支架设计为刚架式结构，增加非金属隔热垫片并设置多层隔热组件，使得喷注器到集合器的热阻增加了5倍以上，提高了隔热能力，降低了发动机热返浸影响，实现了发动机支架与集合器金属结构的隔离，解决了发动机热返浸过程集合器温度过高的难题，大大提高了发动机的工作性能。

Description

适用于航天器发动机的隔热结构
技术领域
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发动机的隔热结构，具体地，是一种应用于航天器单组元发动机的隔热结构，尤其是涉及一种无毒单组元发动机减小热返浸影响的隔热结构。
背景技术
随着环境保护的要求、人员健康的需求和航天技术的发展，绿色无毒发动机的应用需求在航天领域日益迫切。国内外正在研制各种无毒单元发动机，如硝酸羟胺(HAN)基发动机、二硝酰胺铵(ADN)基发动机等。无毒发动机采用的推进剂，具有无毒、无污染、低冰点、密度大、比冲高的优点。但是相比传统肼类发动机(催化床温度低于1000℃)，无毒发动机所用推进剂燃烧温度普遍较高，超过1200℃。
同时无毒发动机启动温度为120℃以上，为满足发动机工作前的保温以及点火过程中周围组件的防热需求，通常在发动机催化床外包覆耐高温防热材料。发动机工作后，在防热包覆影响下，催化床朝外界空间散热减少，经由喷注器传递到集合器的热量大幅度提升，尤其是喷注器对集合器的热辐射影响增加更为显著。最终将使得集合器温度超温，影响发动机可靠工作。
现有技术中如专利CN106134388B和CN104153914B，发动机均采用传统“鸟笼型”的不锈钢支架，虽可以满足发动机结构强度，但是支架的热阻较小，且对喷注器的热辐射影响没有隔离措施，整体隔热能力已不能满足发动机长时间热返浸隔热的需求，尤其是对于较大推力的发动机，催化床热容更大，采取防热包覆后，热返浸影响更为恶劣，若依然采用原鸟笼型支架，热返浸后集合器温度将超过150℃，推进剂会提前在集合器内热分解，会严重影响发动机的正常工作。
发明内容
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发动机的隔热结构。
根据本发明提供的一种适用于航天器发动机的隔热结构，包括发动机支架、隔热垫片组件、转接板以及多层隔热组件；
所述发动机支架的后端安装在发动机所具有的喷注器上；
所述发动机支架的前端通过隔热垫片组件连接所述转接板；
所述转接板与发动机所具有的集合器连接，所述多层隔热组件安装在集合器上。
优选地，所述隔热垫片组件包括第一隔热垫片以及第二隔热垫片；
所述第一隔热垫片安装在第二隔热垫片上。
优选地，所述第一隔热垫片采用聚酰亚胺制作。
优选地，所述第二隔热垫片采用聚酰亚胺制作。
优选地，所述多层隔热组件为环形结构。
优选地，所述多层隔热组件包括十层双面镀铝聚酰亚胺薄膜以及不锈钢固定箔；
所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜按图样裁剪后，采用单面带胶镀铝薄膜进行封边处理，所述不锈钢固定箔线切割成形；
十层所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜通过手工揉皱后通过阻燃线缝制在一起安装在集合器的端面上后再压装一层不锈钢固定箔。
优选地，通过不锈钢焊片将多层隔热组件点焊固定在集合器上，所述多层隔热组件的内圈点焊4～6片不锈钢焊片，所述多层隔热组件的外圈点焊6～8片不锈钢焊片。
优选地，所述转接板采用不锈钢制作。
优选地，所述发动机支架的材质与喷注器的材质相同，都采用合金材料。
优选地，所述发动机支架沿周向均匀布置有六个支撑杆，每两个支撑杆之间设置有两个平杆以及一个斜杆，形成三角形结构布置。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明将发动机支架设计为刚架式结构，增加非金属隔热垫片，并设置多层隔热组件，使得喷注器到集合器的热阻增加5倍以上，提高了隔热能力，降低了发动机热返浸影响，克服了非金属材料难以应用于发动机热返浸隔热的困难，实现了发动机支架与集合器金属结构的隔离，并新增了热辐射隔热措施，提升了发动机隔热能力；解决了发动机热返浸过程集合器温度过高的难题，对提高发动机的工作性能具有重要意义。
2、本发明采用新型隔热结构后，既可以满足发动机支架结构强度，又提升了发动机隔热能力，可以控制热返浸后集合器温度在100℃以内，发动机工作可靠性大幅度提升。
3、本发明多层隔热组件采用为环形结构且采用十层所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜通过手工揉皱后通过阻燃线缝制在一起安装在集合器的端面上后再压装一层不锈钢固定箔的方式，大大提高阻挡辐射热量的能力。
附图说明
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：
图1为本发明的结构示意图；
图2为发动机支架的结构示意图。
图中示出：
发动机支架1 喷注器6 毛细管11
第一隔热垫片2 集合器7 平杆12
第二隔热垫片3 支撑杆8 斜杆13
转接板4 催化床9
多层隔热组件5 喷管10
具体实施方式
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。
针对现有技术中的缺陷，克服热返浸高温影响，提高发动机隔热能力，本发明提供了一种适用于航天器发动机的隔热结构，如图1所示，包括发动机支架1、隔热垫片组件、转接板4以及多层隔热组件5，所述发动机支架1的后端安装在发动机所具有的喷注器6上，所述发动机支架1的前端通过隔热垫片组件连接所述转接板4，优选采用螺母固定；所述转接板4与发动机所具有的集合器7连接，从而实现喷注器6与集合器7的连接；所述多层隔热组件5安装在集合器7上，转接板4优选与集合器7焊接，所述多层隔热组件5实现辐射热量的隔离。
进一步地，在一个优选例中，所述发动机支架1的后端为圆柱形凸台，喷注器6上设置有凹孔，发动机支架1的圆柱形凸台安装在凹孔内实现定位，其中，所述发动机支架1的后端与喷注器6的连接时可采用焊接，以增加连接的牢固性。
具体地，在本发明中，喷注器6的一端连接发动机支架1，喷注器6的另一端通过催化床9与喷管10连接，催化床9的另一端连接毛细管11。
具体地，所述隔热垫片组件包括第一隔热垫片2以及第二隔热垫片3，所述第一隔热垫片2安装在第二隔热垫片3上，所述第一隔热垫片2、第二隔热垫片3都为非金属隔热垫片，实现金属结构的隔离，起到很好的隔热作用，在一个优选例中，所述第一隔热垫片2、第二隔热垫片3都采用聚酰亚胺制作，聚酰亚胺的导热系数比不锈钢低2个数量级，聚酰亚胺的导热系数约0.3W/m·K，不锈钢的导热系数约16.3W/m·K，隔热垫片组件具有良好的隔热能力，大大提高了隔热效果。
进一步地，第二隔热垫片3采用环形的台阶式结构，第一隔热垫片2和第二隔热垫片3组合在一起通过螺母固定
具体地，如图1、图2所示，所述转接板4采用不锈钢制作，所述发动机支架1的材质与喷注器6的材质相同，都采用合金材料，导热系数低于不锈钢，所述发动机支架1采用钢架式结构，发动机支架1沿周向均匀布置有六个支撑杆8，每两个支撑杆8之间设置有两个平杆12以及一个斜杆13，形成三角形结构布置，为提高发动机支架1的强度，发动机支架1优选采用一体成型。
具体地，所述转接板4的周向均布6个安装孔，用来安装第二隔热垫片3，转接板4平面有6个圆柱形凸台，与集合器7通过焊接连接，既减少了与集合器7的接触面积，又实现了喷注器6和集合器7结构的连接。
具体地，如图1所示，所述多层隔热组件5为环形结构，所述多层隔热组件5包括十层双面镀铝聚酰亚胺薄膜以及不锈钢固定箔，所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜按图样裁剪后，采用单面带胶镀铝薄膜进行封边处理，所述不锈钢固定箔线切割成形，十层所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜通过手工揉皱后通过阻燃线缝制在一起安装在集合器7的端面上后再压装一层不锈钢固定箔。
进一步地，通过不锈钢焊片将多层隔热组件5点焊固定在集合器7上，所述多层隔热组件5的内圈点焊4～6片不锈钢焊片，所述多层隔热组件5的外圈点焊6～8片不锈钢焊片，阻挡喷注器6辐射的热量。
本发明中发动机支架1采用一体成型加工工艺进行生产加工，转接板4也为独立成形件，成形后焊接在集合器7上，第一隔热垫片2以及第二隔热垫片3均为独立成形件。
本发明在航天器推进系统用的单元发动机上实施后，能够提供一种航天器发动机隔热结构。相对于传统发动机机架结构形式，本发明将发动机支架设计为刚架式结构，增加非金属隔热垫片，并设置多层隔热组件，使得喷注器6到集合器7的热阻增加5倍以上，提高了隔热能力，克服了发动机长时间热返浸后集合器7超温的缺陷，提升了发动机工作可靠性。
在本申请的描述中，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申请和简化描述，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申请的限制。
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，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (7)

1.一种适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，包括发动机支架(1)、隔热垫片组件、转接板(4)以及多层隔热组件(5)；
所述发动机支架(1)的后端安装在发动机所具有的喷注器(6)上；
所述发动机支架(1)的前端通过隔热垫片组件连接所述转接板(4)；
所述转接板(4)与发动机所具有的集合器(7)连接，所述多层隔热组件(5)安装在集合器(7)上；
所述隔热垫片组件包括第一隔热垫片(2)以及第二隔热垫片(3)；
所述第一隔热垫片(2)安装在第二隔热垫片(3)上；
所述多层隔热组件(5)包括十层双面镀铝聚酰亚胺薄膜以及不锈钢固定箔；
所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜按图样裁剪后，采用单面带胶镀铝薄膜进行封边处理，所述不锈钢固定箔线切割成形；
十层所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜通过手工揉皱后通过阻燃线缝制在一起安装在集合器(7)的端面上后再压装一层不锈钢固定箔；
通过不锈钢焊片将多层隔热组件(5)点焊固定在集合器(7)上，所述多层隔热组件(5)的内圈点焊4～6片不锈钢焊片，所述多层隔热组件(5)的外圈点焊6～8片不锈钢焊片。
2.根据权利要求1所述的适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，所述第一隔热垫片(2)采用聚酰亚胺制作。
3.根据权利要求1所述的适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，所述第二隔热垫片(3)采用聚酰亚胺制作。
4.根据权利要求1所述的适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，所述多层隔热组件(5)为环形结构。
5.根据权利要求1所述的适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，所述转接板(4)采用不锈钢制作。
6.根据权利要求1所述的适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，所述发动机支架(1)的材质与喷注器(6)的材质相同，都采用合金材料。
7.根据权利要求1所述的适用于航天器发动机的隔热结构，其特征在于，所述发动机支架(1)为刚架式结构，沿周向均匀布置有六个支撑杆(8)，每两个支撑杆(8)之间设置有两个平杆(12)以及一个斜杆(13)，形成三角形结构布置。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112943482B (zh) * 2021-01-26 2022-08-12 西安航天动力研究所 一种液体火箭发动机整体框架

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1149966A (en) * 1965-05-15 1969-04-23 Boelkow Gmbh Improvements in liquid propellant rocket propulsion equipment
EP2172636A2 (de) * 2008-10-01 2010-04-07 Astrium GmbH Einspritzelement für eine Raketenbrennkammer und Einspritzsystem
CN103029852A (zh) * 2012-12-12 2013-04-10 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种可重复使用的推力室
CN106347715A (zh) * 2016-10-12 2017-01-25 上海空间推进研究所 空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架
CN108528760A (zh) * 2018-03-12 2018-09-14 上海卫星工程研究所 一种卫星顶板精细化热设计装置
WO2019127936A1 (zh) * 2017-12-25 2019-07-04 深圳光启空间技术有限公司 喷嘴结构、喷射装置和发动机

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE4122755A1 (de) * 1991-07-10 1993-01-21 Erno Raumfahrttechnik Gmbh Triebwerk fuer raumflugkoerper
US5568723A (en) * 1992-09-08 1996-10-29 Olin Corporation Long life catalytic gas generator for space propulsion applications
US9086033B2 (en) * 2010-09-13 2015-07-21 Experimental Propulsion Lab, Llc Additive manufactured propulsion system
US20130160426A1 (en) * 2011-12-23 2013-06-27 Bradley C. Johnson Rocket engine injector assembly with cryogenic cavity insulation
CN104929807B (zh) * 2015-06-08 2017-04-26 北京航天动力研究所 一种火箭发动机复合材料喷管对接法兰结构
CN106014689B (zh) * 2016-07-22 2018-05-04 北京航空航天大学 一种长时间工作固液火箭发动机头部热防护及装配结构
CN109854412A (zh) * 2019-01-11 2019-06-07 上海空间推进研究所 一种火箭发动机用防回火喷注器
CN110486190A (zh) * 2019-07-24 2019-11-22 北京控制工程研究所 一种单组元发动机用的喷注装置
CN111113023B (zh) * 2020-01-06 2021-06-04 上海空间推进研究所 单组元液体火箭发动机装配用辅助装置及装配方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1149966A (en) * 1965-05-15 1969-04-23 Boelkow Gmbh Improvements in liquid propellant rocket propulsion equipment
EP2172636A2 (de) * 2008-10-01 2010-04-07 Astrium GmbH Einspritzelement für eine Raketenbrennkammer und Einspritzsystem
CN103029852A (zh) * 2012-12-12 2013-04-10 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种可重复使用的推力室
CN106347715A (zh) * 2016-10-12 2017-01-25 上海空间推进研究所 空间飞行器轨控发动机轻量化隔热屏支架
WO2019127936A1 (zh) * 2017-12-25 2019-07-04 深圳光启空间技术有限公司 喷嘴结构、喷射装置和发动机
CN108528760A (zh) * 2018-03-12 2018-09-14 上海卫星工程研究所 一种卫星顶板精细化热设计装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Numerical and experimental analysis of heat transfer in injector plate of hydrogen peroxide hybrid rocket motor;Cai, GB等;《ACTA ASTRONAUTICA》;20161231;第128卷;第286-294页 *

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