CN114607527B - 一种航天发动机推进剂的温控输送系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种航天发动机推进剂的温控输送系统，涉及温度控制技术领域，包括气源增压装置、推进剂贮箱、循环换热装置和控制阀；气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口连接；控制阀设置于气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口之间；推进剂贮箱的出口与循环换热装置的入口连接；控制阀开启时，气源增压装置中存储的气体进入推进剂贮箱，使推进剂由推进剂贮箱进入循环换热装置中进行温度调节；温度调节后的推进剂由循环换热装置的出口传输至航天发动机处。本发明通过设置循环换热装置调节推进剂的温度，进一步提高航天器发射的精度和安全性能。

Description

一种航天发动机推进剂的温控输送系统

技术领域

本发明涉及温度控制技术领域，特别是涉及一种航天发动机推进剂的温控输送系统。

背景技术

航天发动机常规液体推进剂主要应用于姿轨控发动机，为航天器的姿控、变速、调轨、返回以及着陆等姿轨控提供能量和工质。双组元液体推进剂包括液体氧化剂和液体还原剂，也是推进系统中使用最多的推进剂。氧化剂主要包含四氧化二氮、绿色四氧化二氮、红烟硝酸等。还原剂主要包含甲基肼、偏二甲肼等。根据发动机对推进剂点火试验温度需求不同，需要将输送的推进剂温度维持在设定温度。而现有的推进剂的输送装置多是对推进剂的流量进行控制，无法满足对推进剂的温度控制要求。

发明内容

本发明的目的是提供一种航天发动机推进剂的温控输送系统，能够调节推进剂的温度，进而探索发动机推进剂在不同温度下的点火试验性能，提高航天器发射的精度和安全性能。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种航天发动机推进剂的温控输送系统，包括：

气源增压装置、推进剂贮箱、循环换热装置和控制阀；

所述气源增压装置的出口与所述推进剂贮箱的入口连接；所述控制阀设置于所述气源增压装置的出口与所述推进剂贮箱的入口之间；所述推进剂贮箱的出口与所述循环换热装置的入口连接；

所述控制阀开启时，所述气源增压装置中存储的气体进入所述推进剂贮箱，使推进剂由推进剂贮箱进入所述循环换热装置中进行温度调节；温度调节后的推进剂由所述循环换热装置的出口传输至航天发动机处。

可选的，所述循环换热装置具体包括：

换热器和温度调节器；

所述换热器的第一入口作为所述循环换热装置的入口与所述推进剂贮箱的出口连接；所述换热器的第一出口作为所述循环换热装置的出口用于将温度调节后的推进剂传输至航天发动机处；

所述换热器的第二入口与所述温度调节器的出口连接；所述换热器的第二出口与所述温度调节器的入口连接；所述温度调节器用于调节温度调节剂的温度。

可选的，所述温度调节器具体包括：

制热器、循环泵和温度调节剂储罐；

所述制热器、所述循环泵和所述温度调节剂储罐串联；串联后的一端作为所述温度调节器的入口与所述换热器的第二出口连接；串联后的另一端作为所述温度调节器的出口与所述换热器的第二入口连接；

所述温度调节剂储罐用于存储温度调节剂；

所述制热器用于加热温度调节剂；

所述循环泵用于将加热后的温度调节剂传输至所述换热器；

所述加热后的温度调节剂在所述换热器处为所述推进剂提供热量后由所述循环泵传输至温度调节剂储罐中。

可选的，所述温度调节器还包括：

制冷器；

所述制冷器与所述制热器、所述循环泵和所述温度调节剂储罐串联；

所述制冷器用于在所述循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时开启，为温度调节剂降温。

可选的，所述气源增压装置中存储的气体为氮气。

可选的，所述温度调节剂为乙二醇水溶液。

可选的，所述循环换热装置的出口处设置有温度传感器；

所述温度传感器用于测量所述循环换热装置的出口处推进剂的温度。

可选的，所述系统还包括：

控制模块；

所述控制模块分别与所述控制阀、所述制热器、所述循环泵、所述制冷器和所述温度传感器连接；

所述控制模块用于在所述循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时，控制所述制热器开启并控制所述制热器关闭；

所述控制模块用于在所述循环换热装置的出口处推进剂的温度小于第二温度阈值时，控制所述制热器关闭并控制所述制热器开启；所述第二温度阈值小于所述第一温度阈值。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明提供了一种航天发动机推进剂的温控输送系统，包括气源增压装置、推进剂贮箱、循环换热装置和控制阀；气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口连接；控制阀设置于气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口之间；推进剂贮箱的出口与循环换热装置的入口连接；控制阀开启时，气源增压装置中存储的气体进入推进剂贮箱，使推进剂由推进剂贮箱进入循环换热装置中进行温度调节；温度调节后的推进剂由循环换热装置的出口传输至航天发动机处。本发明通过设置循环换热装置调节推进剂的温度，进一步进而探索发动机推进剂在不同温度下的点火试验性能，提高航天器发射的精度和安全性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例中航天发动机推进剂的温控输送系统结构示意图。

附图说明：1-气源增压装置；2-控制阀；3-氮气输送管路；4-推进剂贮箱；5-常温推进剂管路；6-控温后推进剂管路；7-换热器；8-乙二醇回流管路；9-温度调节器；901-温度调节剂储罐；902-制热器；903-制冷器；904-循环泵；10-乙二醇输送管路。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种航天发动机推进剂的温控输送系统，能够调节推进剂的温度，进而探索发动机推进剂在不同温度下的点火试验性能，提高航天器发射的精度和安全性能。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1，本发明提供了一种航天发动机推进剂的温控输送系统，包括：

气源增压装置1、推进剂贮箱、循环换热装置和控制阀2；

气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口连接；控制阀设置于气源增压装置的出口与推进剂贮箱的入口之间；推进剂贮箱的出口与循环换热装置的入口连接；

控制阀开启时，气源增压装置中存储的气体进入推进剂贮箱，使推进剂由推进剂贮箱进入循环换热装置中进行温度调节；温度调节后的推进剂由循环换热装置的出口传输至航天发动机处。

其中，循环换热装置具体包括：

换热器7和温度调节器9；

换热器的第一入口作为循环换热装置的入口与推进剂贮箱的出口连接；换热器的第一出口作为循环换热装置的出口用于将温度调节后的推进剂传输至航天发动机处；

换热器的第二入口与温度调节器的出口连接；换热器的第二出口与温度调节器的入口连接；温度调节器用于调节温度调节剂的温度。

进一步地，温度调节器具体包括：

制热器902、循环泵904和温度调节剂储罐901；

制热器、循环泵和温度调节剂储罐串联；串联后的一端作为温度调节器的入口与换热器的第二出口连接；串联后的另一端作为温度调节器的出口与换热器的第二入口连接；

温度调节剂储罐用于存储温度调节剂；

制热器用于加热温度调节剂；

所述循环泵用于将加热后的温度调节剂传输至所述换热器；

所述加热后的温度调节剂在所述换热器处为所述推进剂提供热量后由所述循环泵传输至温度调节剂储罐中。

此外，温度调节器还包括：

制冷器903；

制冷器与制热器、循环泵和温度调节剂储罐串联；

制冷器用于在循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时开启，为温度调节剂降温。

具体的，气源增压装置中存储的气体为氮气。

温度调节剂为乙二醇水溶液。

本发明提供的航天发动机推进剂的温控输送系统中，循环换热装置的出口处设置有温度传感器和流量传感器；

温度传感器用于测量循环换热装置的出口处推进剂的温度；

流量传感器用于测量循环换热装置的出口处推进剂的流量。

此外，航天发动机推进剂的温控输送系统还包括：

控制模块；

控制模块分别与控制阀、制热器、循环泵、制冷器、温度传感器和流量传感器连接；

控制模块用于在循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时，控制制热器开启并控制制热器关闭；

控制模块用于在循环换热装置的出口处推进剂的温度小于第二温度阈值时，控制制热器关闭并控制制热器开启；第二温度阈值小于第一温度阈值；

控制模块还用在循环换热装置的出口处推进剂的流量大于流量阈值时，控制控制阀、制热器、循环泵和制冷器关闭。

具体的，航天发动机推进剂的温控输送系统开启时控制阀、制热器、循环泵开启，当循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时，控制制热器开启并控制制热器关闭；在循环换热装置的出口处推进剂的温度小于第二温度阈值时，控制制热器关闭并控制制热器开启；在循环换热装置的出口处推进剂的流量大于流量阈值时，控制控制阀、制热器、循环泵和制冷器关闭。

具体的，本发明专利采用如下技术方案：一种推进剂温度控制系统，其主要包括氮气气源增压系统(即气源增压装置)、推进剂输送系统(即推进剂贮箱)、推进剂换热系统(即换热器)、乙二醇加热制冷循环系统(即温度调节器)。采用氮气瓶存储高压氮气，通过控制阀开启，通过输送管路进入常温推进剂贮箱顶部，用于推进剂增压，获得试验所需求的压力和流量。贮箱内常温推进剂通过高压氮气挤压，从贮箱底部输送到盘管换热器，常温推进剂流经盘管后，与设定温度的乙二醇溶液进行换热，成为试验所需温度推进剂。乙二醇加热制冷循环系统主要包含加热制冷设备及乙二醇管路系统，将一定体积配比的乙二醇水溶液加注到储罐，开启循环泵，使得乙二醇循环运行，流经盘管换热器与常温推进剂进行换热。乙二醇的设备温度根据推进剂点火要求温度进行设置。乙二醇的温度控制通过加热制冷设备内部加热与制冷。

氮气气源增压系统中氮气气瓶储存高压氮气，控制阀2等阀门开启，通过氮气输送管路3输送到常温推进剂贮箱4，作为常温推进剂的增压气源，控制阀2等阀门为了满足推进剂增压压力以及流量的需求，可以选择调节阀、节流阀等控制阀。

推进剂贮箱内常温推进剂在高压氮气源的挤压下，通过阀门控制以及常温推进剂管路5流入(盘管)换热器7。盘管换热器由盘管以及外壳组成，管层走推进剂，壳层走换热介质特定温度下的乙二醇水溶液。常温推进剂通过盘管与乙二醇水溶液充分换热，得到指定温度下的推进剂，通过控温后推进剂管路6输送进行点火试验。乙二醇水溶液为乙二醇介质与去离子水的一定比例混合，既可以满足-15℃低温不结冰，又可以满足+50℃高温不蒸发。乙二醇的水溶液加注到加热制冷设备内的乙二醇储罐，通过开启904循环泵实现乙二醇溶液在输送管路10、盘管换热器7壳层、回流管路8以及加热制冷设备之间的循环。

加热制冷设备为一体式设备，乙二醇溶液的加热是通过电加热装置(加热器)直接加热，乙二醇溶液的制冷通过制冷装置(制冷器)内板式换热器与乙二醇溶液进行低温换热，达到制冷的需求。当然，制冷装置也包含必要的压缩机、冷凝器、制冷机等常规制冷部件。

为了保证加热制冷设备输出设定温度下的乙二醇溶液，该设备也包含必要的温度测量部件以及PID控制系统，温度显示以及数据记录功能。

此外，本发明中所有的输送管路及设备部件为奥氏体不锈钢，以抵抗推进剂以及乙二醇溶液介质的腐蚀。推进剂贮箱，推进剂输送管路，盘管换热器，乙二醇输送及回流管路等需要进行绝热处理，防止向环境中传热。绝热可以采用聚氨酯发泡形式。

本发明专利通过采用加热制冷循环系统将乙二醇水溶液调节为特定温度。常温液体推进剂通过盘管换热器与乙二醇水溶液进行换热，可以得到-10℃～+45℃区间范围内指定恒定温度的推进剂，满足试验点火对推进剂的温度需求。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (5)

1.一种航天发动机推进剂的温控输送系统，其特征在于，所述系统包括：

气源增压装置、推进剂贮箱、循环换热装置和控制阀；

所述气源增压装置的出口与所述推进剂贮箱的入口连接；所述控制阀设置于所述气源增压装置的出口与所述推进剂贮箱的入口之间；所述推进剂贮箱的出口与所述循环换热装置的入口连接；

所述控制阀开启时，所述气源增压装置中存储的气体进入所述推进剂贮箱，使推进剂由推进剂贮箱进入所述循环换热装置中进行温度调节；温度调节后的推进剂由所述循环换热装置的出口传输至航天发动机处；

所述循环换热装置具体包括：

换热器和温度调节器；

所述换热器的第一入口作为所述循环换热装置的入口与所述推进剂贮箱的出口连接；所述换热器的第一出口作为所述循环换热装置的出口用于将温度调节后的推进剂传输至航天发动机处；

所述换热器的第二入口与所述温度调节器的出口连接；所述换热器的第二出口与所述温度调节器的入口连接；所述温度调节器用于调节温度调节剂的温度；

所述温度调节器具体包括：

制热器、循环泵和温度调节剂储罐；

所述制热器、所述循环泵和所述温度调节剂储罐串联；串联后的一端作为所述温度调节器的入口与所述换热器的第二出口连接；串联后的另一端作为所述温度调节器的出口与所述换热器的第二入口连接；

所述温度调节剂储罐用于存储温度调节剂；

所述制热器用于加热温度调节剂；

所述循环泵用于将加热后的温度调节剂传输至所述换热器；

所述加热后的温度调节剂在所述换热器处为所述推进剂提供热量后由所述循环泵传输至温度调节剂储罐中；

所述温度调节器还包括：

制冷器；

所述制冷器与所述制热器、所述循环泵和所述温度调节剂储罐串联；

所述制冷器用于在所述循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时开启，为温度调节剂降温；

所述温控输送系统中的全部管道均为奥氏体不锈钢；

所述温度调节器中的管道采用聚氨酯发泡形式进行绝热处理；

推进剂贮箱内常温推进剂在高压氮气源的挤压下，通过阀门控制以及常温推进剂管路流入换热器，换热器由盘管以及外壳组成，管层走推进剂，壳层走换热介质特定温度下的乙二醇水溶液；常温推进剂通过盘管与乙二醇水溶液充分换热，得到指定温度下的推进剂，通过控温后推进剂管路输送进行点火试验。

2.根据权利要求1所述的一种航天发动机推进剂的温控输送系统，其特征在于，所述气源增压装置中存储的气体为氮气。

3.根据权利要求1所述的一种航天发动机推进剂的温控输送系统，其特征在于，所述温度调节剂为乙二醇水溶液。

4.根据权利要求1所述的一种航天发动机推进剂的温控输送系统，其特征在于，所述循环换热装置的出口处设置有温度传感器；

所述温度传感器用于测量所述循环换热装置的出口处推进剂的温度。

5.根据权利要求4所述的一种航天发动机推进剂的温控输送系统，其特征在于，所述系统还包括：

控制模块；

所述控制模块分别与所述控制阀、所述制热器、所述循环泵、所述制冷器和所述温度传感器连接；

所述控制模块用于在所述循环换热装置的出口处推进剂的温度大于第一温度阈值时，控制所述制热器开启并控制所述制热器关闭；

所述控制模块用于在所述循环换热装置的出口处推进剂的温度小于第二温度阈值时，控制所述制热器关闭并控制所述制热器开启；所述第二温度阈值小于所述第一温度阈值。