一种降低空间发动机控制阀门在轨温度的装置的制作方法

1.本发明涉及航天器发动机领域，具体地，涉及一种降低空间发动机控制阀门在轨温度的装置。


背景技术：

2.国内外航天器发动机，尤其是空间推进用发动机普遍采用化学能推进剂，如双组元推进剂四氧化二氮、偏二甲肼、一甲基肼等，单组元推进剂dt-3、无水肼等。
3.国内外航天器设计时都将发动机和推力器放在舱外，一方面考虑到发动机和推力器工作时产生的热量容易向外辐射扩散，有助于降低发动机和推力器温度；另一方面可以确保航天器其它仪器不受高温羽流产物的影响。
4.发动机、推力器的热控问题包括低温下的加热控温、工作时的散热设计以及在轨非工作状态下的温度控制。各型号实施过程中对低温下控制阀门、流道等的加热控制，以及工作时喷管的散热设计方面考虑较为全面。但对于在轨非工作状态下的外热流引起的高温问题的机理研究有所欠缺。
5.目前卫星所用推进剂在工作压力下的汽化温度高于90℃，而阀门自身在制作和试验过程中均经历超过80℃高温的验证，因此一般将推力器阀门的在轨温度控制在0～80℃。在轨条件下，阀门是与推进剂相接触的。目前常用的双组元推进剂四氧化二氮、偏二甲肼、一甲基肼等与阀门内的密封材料聚四氟乙烯在温度较低时(通常指50℃以下)相容性较好。
6.推进剂与密封材料在较高温度下的相容性级别需通过地面贮存试验，模拟实际使用条件获得。利用某推力器进行高温相容性实验，当浸泡温度超过65℃大约50h后，或浸泡温度50℃～60℃大约500h后，阀门的开启特性发生变化，推力器推力明显下降。经分析是阀芯材料发生膨胀，阀门的有效通径减小，从而使推进剂流量减小。某型号5n推力器在轨温度最高超过70℃，工作几年后，推力器性能出现了明显的下降。因此，需要严格控制推力器阀门的在轨温度，不工作时应控制在50℃以下。
7.根据在轨实测，当发动机受阳照较多时，其控制阀门温度通常可以达到60℃～70℃，甚至更高。各型号在进行发动机热控设计时，均应采取不同手段来降低控制阀门的温度。


技术实现要素：

8.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种降低空间发动机控制阀门在轨温度的装置。
9.根据本发明提供的一种降低空间发动机控制阀门在轨温度的装置，包括装置主体，其中：
10.所述装置主体为左右对称的金属薄壁扇形结构；
11.所述装置主体包括主板部和侧板部，侧板部设置在主板部的左右两侧；
12.所述主板部设置有用于通过发动机喷管的开孔，所述通孔的直径大于发动机喷管
的直径。
13.优选地，所述装置主体通过内外侧边上的安装孔紧固于舱壁上。
14.优选地，所述遮板组件的内外表面均喷涂有无机白漆，涂层厚度不小于120μm。
15.优选地，所述遮板组件的内外表面均喷涂有无机白漆，涂层太阳吸收率αs不大于0.3，半球发射率εh不小于0.7。
16.优选地，装置主体结构内侧通过螺钉安装于高温隔热屏支架上，结构外侧通过螺钉安装于舱壁内侧。
17.优选地，装置主体采用隔热安装，与安装面之间垫3mm玻璃钢垫片。
18.优选地，安装装置主体的紧固件采用钛螺钉。
19.优选地，发动机喷管从主体板的孔内伸出，伸出距离为20mm～30mm。
20.优选地，所述装置主体的两侧为镂空结构。
21.优选地，所述主板部的板体与发动机喷口平面平行。
22.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
23.1、本发明提供一种适用于空间发动机控制阀门的降温装置，尤其适用于发动机组装配于例如舱体尾部高温隔热屏与舱壁之间的凹舱的凹型结构中，其能够解决发动机在连续受日照工况下控制阀门偏高的问题，能够保证发动机控制阀门温度在可承受范围内。
24.2、本发明有效降低了发动机喷管、机组机架等组件的辐射边界温度，使传向控制阀门的热量减少，降低了控制阀门温度。根据在轨测试数据显示，可以将控制阀门在轨温度降低25℃以上，相对于现有技术，能够避免发动机控制阀门温度偏高的情况。
25.3、本发明能够解决由于太阳照射使发动机控制阀门温度偏高的技术问题。有效降低了发动机喷管、机组机架等组件的辐射边界温度。
附图说明
26.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：
27.图1为降温装置正视图。
28.图2为侧板侧视图。
29.图3为主板侧视图。
30.图4为遮板组件整体模型。
31.图5为未含舱壁的遮板组件装配总装后模型。
32.图中示出：
33.主板部1
34.侧板部2
具体实施方式
35.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。
36.如图1至图5所示，根据本发明提供的一种降低空间发动机控制阀门在轨温度的装置，由三部分组成，即中间部分和两侧部分。其中中间部分开孔处需随发动机喷口位置而定，两侧部分结构可据总装干涉情况适当调整。遮板组件内外均喷涂无机白漆，涂层厚度不小于120μm，涂层的光学性能太阳吸收率αs＝0.14
±
0.02，半球发射率εh＝0.92
±
0.02。
37.如图4所示，降温装置遮板组件装配总装后示意图。本实施例结构的整体呈扇形结构，结构内侧通过螺钉安装于高温隔热屏支架上，结构外侧通过螺钉安装于舱壁内侧。安装采用隔热安装，与安装面之间垫3mm玻璃钢垫片，紧固件采用钛螺钉。发动机喷管从中间板的孔内伸出，伸出距离20mm～30mm。装置两侧呈镂空结构，两侧可见发动机喷管，以利于发动机工作时的散热。
38.如图5所示，降温装置遮板组件装配总装后示意图。本实施例装配于整器完整模型图，装置外侧装配于舱壁内侧。
39.进一步说明，结构为左右对称的薄壁扇形结构，由一个主板部分、两个侧板部分组成。其中主板部分中间开孔，用于伸出发动机喷管。该结构通过螺钉安装于舱壁或其它承力体上，装配时，开孔面板需不超出发动机喷口。该装置面向太空一面为低太阳吸发比的热控涂层，背面为高半球发射率的热控涂层。所述空间发动机控制阀门的降温装置，选用材料为铝合金，装置的厚度为1mm；空间发动机控制阀门的降温装置的外边总宽度约800mm，主板的内外边宽度分别为200mm、280mm，两侧板的内外边宽度分别为180mm、260mm；空间发动机控制阀门的降温方法所用装置，发动机喷管由主板部分开孔出伸出，开孔大小由喷管大小决定，喷管需距离孔边距15mm～20mm；空间发动机控制阀门的降温方法所用装置的主板部分，装配时需不凸出于喷口，且应退后喷口20mm～30mm安装；空间发动机控制阀门的降温方法所用装置，与舱壁之间垫3mm玻璃钢垫片，采用钛螺钉安装；空间发动机控制阀门的降温方法所用装置，表面喷涂有机白漆。白漆的表面太阳吸收率αs＝0.14
±
0.02，半球发射率εh＝0.92
±
0.02。
40.综上所述，本发明能够解决由于太阳照射使发动机控制阀门温度偏高的技术问题。有效降低了发动机喷管、机组机架等组件的辐射边界温度，相对于现有技术，能够避免发动机控制阀门温度偏高的情况。为航天器在轨推进系统发动机可靠工作提供保障。
41.本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
42.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。
43.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。