CN113525723B - 基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路通用热控装置及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路的通用热控装置，极大降低热控设计和实施难度，节约实施时间，缩短航天器动力系统研制和维护周期。该热控装置包括：绝缘胶带、电缆加热器、绝缘膜和多层隔热组件；绝缘胶带缠绕在推进管路的外壁上，用于推进管路电绝缘；电缆加热器为内部为电阻丝外部为绝缘层的丝状结构；电缆加热器均匀缠绕在电绝缘处理后的推进管路外部，电缆加热器通过引出线与外部电源相连，形成加热回路；绝缘膜缠绕在电缆加热器外部，用于二次绝缘；多层隔热组件缠绕在绝缘膜外部。此外，本发明还提供一种基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路的通用热控方法。
Description
技术领域
本发明涉及一种热控方法，具体涉及一种基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路的通用热控装置及方法，属于航天器热控技术领域。
背景技术
航天器动力系统推进管路的热控一般采用电加热主动控温的方式。传统的电加热载体采用的是聚酰亚胺薄膜电加热带。实施方法上，首先将聚酰亚胺单面压敏胶带均匀缠在推进管路外壁上，接着在胶带外表面均匀涂抹一层GD414或者GD414C室温硫化硅橡胶，然后将电加热带均匀缠绕在管路上，最后在已经缠绕完成的加热带外部再涂抹一层硅橡胶加以固定。
上述传统电加热带的动力系统推进管路热控方法，有如下缺点：
(1)设计复杂、周期长：要取得良好的控温效果，加热带的长度与对应管路的长度需要满足一定的比例关系，加热带长度与加热功率的大小相关，加热功率的大小又与空间环境条件密切相关，而加热带又具有一定的宽度，多重耦合约束条件下，推进管路的加热带设计需多次反复迭代，耗时巨大；
(2)热控实施工序复杂、困难；
(3)热控实施效率低下、周期长，严重影响航天器研制进度；
(4)拆换不易，且拆下来的电加热带无法再次使用，只能报废处理，经济性差。
发明内容
有鉴于此，本发明提供一种基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置，效率高，拆装方便，能够极大缩短设计周期，降低实施难度，提高实施效率，节约航天器动力系统热控研制的时间。
所述的基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置包括：绝缘胶带、电缆加热器、绝缘膜和多层隔热组件；
所述绝缘胶带缠绕在推进管路的外壁上，用于推进管路电绝缘；
所述电缆加热器为内部为电阻丝外部为绝缘层的丝状结构；电缆加热器均匀缠绕在电绝缘处理后的推进管路外部，所述电缆加热器通过引出线与外部电源相连，由此形成加热回路；
所述绝缘膜缠绕在所述电缆加热器外部，用于二次绝缘；
多层隔热组件缠绕在所述绝缘膜外部。
作为本发明的一种优选方式，所述电缆加热器内部的电阻丝为单股或双股的直径为0.1mm～0.5mm的康铜丝。
作为本发明的一种优选方式，所述电缆加热器每隔设定距离通过硅橡胶进行点胶固定。
作为本发明的一种优选方式，所述推进管路上缠绕两根以上电缆加热器，两根以上电缆加热器在加热回路中串联或并联。
作为本发明的一种优选方式，当所述推进管路通常由两段以上子管路通过连通管连接而成时，在每段子管路上分别缠绕热控装置，然后将各段子管路上热控装置的电缆加热器通过导线相连，由此将各段子管路上的电缆加热器均加入加热回路。
作为本发明的一种优选方式，各段子管路上热控装置的电缆加热器通过导线焊接相连时，采用与电缆加热器中电阻丝直径相匹配的焊接导线。
作为本发明的一种优选方式，用于连接两个子管路外电缆加热器的导线用硅橡胶固定在对应位置处的子管路或连通管上。
此外，本发明公开一种基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控方法：
首先根据推进管路的长度和周围环境温度，通过热分析确定推进管路对环境的辐射换热量和导热换热量，从而得到需要电缆加热器补偿的功率，进而确定电缆加热器的电阻值，并进一步确定电缆加热器的长度；
然后在推进管路外壁面上缠绕绝缘胶带用于推进管路的电绝缘。
然后在绝缘胶带外圆周均匀缠绕所设计的电缆加热器，缠绕时避开推进管路上的热敏电阻；然后每隔设定距离通过硅橡胶将电缆加热器点胶固定在推进管路上；所述电缆加热器通过引出线与外部电源相连，形成加热回路；
电缆加热器安装固定好后，在电缆加热器外部再缠绕一层绝缘膜以二次绝缘；
绝缘膜缠绕完成后，外部再缠绕多层隔热组件。
当加热回路中具有两个以上电缆加热器时，加热回路中每接入一个电缆加热器，记录加热回路阻值；当加热回路所有电缆加热器连接好，引出引线后，测量加热回路总电阻值和绝缘值，并将实测阻值与设计阻值进行比对，以确认整个推进管路的加热回路连接正确。
有益效果：
(1)电缆加热器为丝状，柔性好，缠绕管路时能与管壁良好贴合，在管路上缠绕后，每间隔设定距离以点硅橡胶固定，而非在电缆加热器上全部涂抹硅橡胶固定，实施便利，不需要反复涂抹硅橡胶，效率高，拆装方便，极大降低了动力系统管路实施难度，提高了实施效率，节约了一半以上航天器动力系统热控实施的时间，保证航天器动力系统研制进度。
(2)在对加热器进行设计时，若采用传统的电加热带，加热带的功率需要满足一定的条件，同时由于加热带为带状，其长度与对应管路长度比(γ)一般要求≤1.4。γ取值的限制导致加热带设计难度大，需要反复多次迭代；而电缆加热器呈丝状，γ取值可达5，适应范围很宽，加热器设计时可重点考虑功率的约束，不需要多次迭代设计，大大降低了推进管路热设计难度，缩短了设计周期。
(3)在XX-3动力系统推进管路上，采用了基于电缆加热器的热控方法；经在轨飞行试验验证，推进系统液体管路温度为+15.0～+25.0℃，气体管路温度为-5.0～+10.0℃，管路温度良好。推进管路热控设计周期由传统的3个月，缩短为1个月，热控实施周期由传统的1个月，缩短为两周，极大节约了设计、实施时间，降低人力和维护成本。
附图说明
图1为本发明基于电缆加热的热控装置实施示意图；
图2为本发明的热控装置运用在XX-3推进管路后，该管路测点在轨温度变化曲线。
其中：1-推进管路；2-绝缘胶带；3-电缆加热器；4-聚酰亚胺膜；5-多层隔热组件。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
实施例1：
本实施例提供一种基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路的通用热控装置，极大降低热控设计和实施难度，节约实施时间，缩短航天器动力系统研制和维护周期。
如图1所示，该热控装置包括：绝缘胶带2、电缆加热器3、聚酰亚胺膜4和多层隔热组件5。
其中绝缘胶带2采用聚酰亚胺单面压敏胶带，紧密缠绕在推进管路1的外壁上，用于推进管路电绝缘。
电缆加热器3外形同普通电缆线，其内部导电材料(即导线)为康铜丝，直径为0.1mm～0.5mm，可单股也可双股；外部绝缘层为交联乙烯-四氟乙烯共聚物，可采用单层或双层绝缘结构。电缆加热器3缠绕在绝缘胶带2外部，要求缠绕密度均匀，贴合管路、平整、不鼓起，避免过紧和过松。每隔设定距离(参考距离30mm～50mm)将电缆加热器3用GD414或GD414C室温硫化硅橡胶(以下简称硅橡胶)点胶固定。
缠绕在推进管路1外部的电缆加热器3通过引出线与外部电源相连，由此形成加热回路。加热回路的引出线不悬空，用硅橡胶牢靠固定。
不打孔的聚酰亚胺膜4缠绕在电缆加热器3外部，用于二次绝缘。
多层隔热组件5缠绕在聚酰亚胺膜4外部，多层隔热组件5之间允许搭接。
航天器动力系统推进管路通常由多段子管路通过连通管(两通、三通或四通)连接而成；安装时，依据每段子管路的功率需求，在每段子管路上分别缠绕热控装置，然后将各段子管路上热控装置的电缆加热器3通过导线相连，由此将各段子管路上的电缆加热器3均加入加热回路。
各连通管处的连接导线要圆滑跨过，不悬空，用硅橡胶牢靠固定在对应位置处的管路或连通管上。
由于采用丝状电缆加热器，电缆加热器长度与对应推进管路长度比γ取值可达5，适应范围很宽，加热器设计时可重点考虑功率的约束，不需要多次迭代设计，大大降低了推进管路热设计难度，缩短了设计周期。
实施例2：
在上述实施例1的基础上，在推进管路1上缠绕两根以上电缆加热器3，两根以上电缆加热器3在加热回路中串联或并联，各电缆加热器3之间不交叉。
实施例3：
本实施例以XX-3动力系统推进管路热控方法为例，对该通用热控方法进行进一步说明。
该热控方法采用电缆加热器3、多层隔热组件5等以保证航天器推进管路1在轨温度处于合适的范围内，不致过低或过高。
使用该方法进行推进管路热控时，首先设计电缆加热器3，确定电缆加热器3的类型和长度：
电缆加热器3的功率通过热分析获得，具体：根据推进管路1的长度和周围环境温度，通过热分析确定推进管路1对环境的辐射换热量和导热换热量，从而得到需要电缆加热器3补偿的功率，进而可得电缆加热器3的电阻值；对于型号已定的电缆加热器，其阻值与长度是成正比的，从而可确定电缆加热器3的长度，由此快速完成电缆加热器3的设计。设计得到，XX-3推进系统使用两种型号的电缆加热器3，对应20℃时直流电阻分别为61.12Ω/m和15.28Ω/m，均为单层绝缘电缆加热器。
在推进管路1外壁面上缠绕一层聚酰亚胺单面压敏胶带作为绝缘胶带2用于管路的电绝缘。
然后在绝缘胶带2外圆周缠绕所设计的电缆加热器3，缠绕电缆加热器3时应保证：
(1)对于推进管路1的每段子管路，缠绕电缆加热器3要求缠绕密度均匀，贴合管路、平整，不鼓起，注意避免过紧和过松。通过推进管路1上的两通、三通或四通时要圆滑跨过，跨线(即用于连接两个子管路外电缆加热器3的导线)不能悬空，用硅橡胶固定牢靠在对应位置处的两通、三通或四通上。每隔一段距离(参考距离30mm～50mm)，在电缆加热器3上点硅橡胶加以固定。在正式粘贴电缆加热器3之前，应先在管路上预先缠绕一下，以确定电缆加热器3缠绕时的疏密程度。
(2)缠绕电缆加热器3避开推进管路1上的热敏电阻；
(3)每段电缆加热器3之间的连接导线和加热回路的引出线不悬空；用硅橡胶固定在对应位置的推进管路上；
(4)每个焊点的均要可靠固定，焊点应光滑、无毛刺，外面套两层热缩套管。
(5)鉴于推进管路1需要实施的电缆加热器3数量多，为防止电缆加热器3漏焊、错焊，要求对每个实施完毕的电缆加热器3的阻值实测并记录；加热回路每接入一个电缆加热器3，记录回路阻值。加热回路所有电缆加热器3连接好，引出引线后，用数字万用表测量加热回路总电阻值和绝缘值，并将实测阻值与设计阻值进行比对，确认整个推进管路1的加热回路连接正确。
所有电缆加热器3安装固定好之后，在电缆加热器3外部再缠绕一层不打孔的25μ聚酰亚胺膜以二次绝缘。聚酰亚胺膜缠绕完成后，外部再缠绕多层隔热组件5。
实施过程需注意：
使用电缆加热器3时，由于电缆加热器3直径很小，故不可用力拉扯，防止电缆加热器3被拉长造成电阻值变化，甚至拉断，造成电缆加热器3失效。
电缆加热器3在推进管路1上缠绕后，每间隔一段距离以点硅橡胶固定，并非在电缆加热器上全部涂抹硅橡胶固定，故电缆加热器3与推进管路1之间相对位置可能存在微小窜动。因此应保证推进管路1上热敏电阻相邻的电缆加热器1点胶可靠固定，防止电缆加热器3窜动使得加热器与热敏电阻距离过近导致管路控温失效。
电缆加热器3之间焊接回路时，应选择与电缆加热器3导线直径相匹配的焊接导线。
本例中，XX-3动力系统推进管路总长52米，使用电缆加热器数量多达286个。基于传统聚酰亚胺薄膜电加热带推进管路热控设计方法，需要设计周期3个月，而采用本方案的热控方法只需要1个月，节约67.7％设计周期。
XX-3采用了基于电缆加热器的推进管路热控方法，有效控制管路在轨温度处于适宜的范围内，液体管路温度为+15.0～+25.0℃，气体管路温度为-5.0～+10.0℃，如图2所示。
综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (7)
1.基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置，其特征在于，包括：绝缘胶带、电缆加热器、绝缘膜和多层隔热组件；
所述绝缘胶带缠绕在推进管路的外壁上，用于推进管路电绝缘；
所述电缆加热器为内部为电阻丝外部为绝缘层的丝状结构；电缆加热器均匀缠绕在电绝缘处理后的推进管路外部，所述电缆加热器通过引出线与外部电源相连，由此形成加热回路；
所述绝缘膜缠绕在所述电缆加热器外部，用于二次绝缘；
多层隔热组件缠绕在所述绝缘膜外部；
所述电缆加热器每隔设定距离通过硅橡胶进行点胶固定；
所述电缆加热器内部的电阻丝为单股或双股；
当所述推进管路通常由两段以上子管路通过连通管连接而成时，在每段子管路上分别缠绕热控装置，然后将各段子管路上热控装置的电缆加热器通过导线相连，由此将各段子管路上的电缆加热器均加入加热回路。
2.如权利要求1所述的基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置，其特征在于：所述电缆加热器内部的电阻丝为直径为0.1mm～0.5mm的康铜丝。
3.如权利要求1所述的基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置，其特征在于：所述推进管路上缠绕两根以上电缆加热器，两根以上电缆加热器在加热回路中串联或并联。
4.如权利要求1所述的基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置，其特征在于：各段子管路上热控装置的电缆加热器通过导线焊接相连时，采用与电缆加热器中电阻丝直径相匹配的焊接导线。
5.如权利要求1所述的基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控装置，其特征在于：用于连接两个子管路外电缆加热器的导线用硅橡胶固定在对应位置处的子管路或连通管上。
6.基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控方法，其特征在于：采用权利要求1-5任一项所述的热控装置；
首先根据推进管路的长度和周围环境温度，通过热分析确定推进管路对环境的辐射换热量和导热换热量，从而得到需要电缆加热器补偿的功率，进而确定电缆加热器的电阻值，并进一步确定电缆加热器的长度；
然后在推进管路外壁面上缠绕绝缘胶带用于推进管路的电绝缘；
然后在绝缘胶带外圆周均匀缠绕所设计的电缆加热器，缠绕时避开推进管路上的热敏电阻；然后每隔设定距离通过硅橡胶将电缆加热器点胶固定在推进管路上；所述电缆加热器通过引出线与外部电源相连，形成加热回路；
电缆加热器安装固定好后，在电缆加热器外部再缠绕一层绝缘膜以二次绝缘；
绝缘膜缠绕完成后，外部再缠绕多层隔热组件。
7.如权利要求6所述的基于电缆加热器的航天器动力系统推进管路热控方法，其特征在于：当加热回路中具有两个以上电缆加热器时，加热回路中每接入一个电缆加热器，记录加热回路阻值；当加热回路所有电缆加热器连接好，引出引线后，测量加热回路总电阻值和绝缘值，并将实测阻值与设计阻值进行比对，以确认整个推进管路的加热回路连接正确。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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