推进剂管路加热支撑装置的制作方法

本发明涉及一种空间飞行器管路支撑装置，尤其涉及一种推进剂管路加热支撑装置。

背景技术：

空间飞行器执行深空探测任务时，面临着复杂的空间温度环境，密封舱环境和仪器设备可通过电加热方式保持适宜的温度。对于执行载人飞行任务的空间飞行器，推进剂加注量大，一般占到整器重量的50％以上，推进系统要为各种轨道和姿态控制提供力和力矩，发动机安装于整器多个方位，负责推进剂输送的推进管路系统复杂、种类繁多、规模庞大。为了防止管路中的推进剂温度过低结冰，并为进入发动机的推进剂建立必要的温度条件，需要为推进剂管路配置完整的电加热装置。

当前空间飞行器管路电加热均采用加热带缠绕方式，根据所处舱壁温度条件确定加热带数量和功耗，由多个加热带组成一个加热回路，多个加热回路和温度测点形成一个控温回路。管路加热和夹持固定为相对独立的装置，管路缠绕加热带后再包覆热控多层，分段逐点固定于舱壁上，以维持需要的管路走向并承受各种力学过载。加热带一般为薄片条带状，缠绕布局时需要避开连接管路与舱壁的夹持固定装置，导致加热回路和加热带分段过多，缠绕、焊接、安装和地面测试工作量非常大，并且可靠性低。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种高可靠性推进剂管路加热支撑装置。

为实现上述目的，本发明提供一种推进剂管路加热支撑装置，包括对称设置的第一支撑架和第二支撑架，所述第一支撑架包括顺序连接的第一连接部和第一支撑部，所述第二支撑架包括顺序连接的第二连接部和第二支撑部，所述第一支撑部和所述第二支撑部呈弧形状，所述第一支撑部或所述第二支撑部内壁贴合有主份加热器或备份加热器。

根据本发明的一个方面，所述第一支撑部远离所述第一连接部的一端设有第一安装凸台，所述第二支撑部远离所述第二连接部的一端设有第二安装凸台；

所述第一安装凸台和所述的第二安装凸台通过可调螺栓相连接。

根据本发明的一个方面，还包括备份加热器，所述备份加热器与所述主份加热器相对设置；

所述主份加热器和所述备份加热器分别连接有供电线。

根据本发明的一个方面，所述主份加热器和所述备份加热器均为弧形结构。

根据本发明的一个方面，所述主份加热器内壁贴合有第一导热垫。

根据本发明的一个方面，所述备份加热器内壁贴合有第二导热垫。

根据本发明的一个方面，所述第一连接部和第二连接部固定安装于航天器舱壁上，所述第一连接部和所述第二连接部外周设有隔热衬套，所述推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿所述航天器舱壁方向可调，调整角度为θ。

根据本发明的一个方面，θ的取值范围为±30°。

根据本发明的一个方面，所述第一连接部和第二连接部固定安装于航天器舱壁上，推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿所述垂直航天器舱壁方向可调，调整角度为ψ。

根据本发明的一个方面，ψ取值范围为±30°。

根据本发明的一个方案，本发明的推进剂管路加热支承装置，可以设置在推进剂管路外圆周上，通过主份加热器对管路进行加热，并通过第一支撑架和第二支撑架支撑管路。规避了现有加热带长距离缠绕和管路多点固定的冲突，有利于简化管路热控安装和后续测试程序，也提高了整个管路热控系统的可靠性。

根据本发明的一个方案，主份加热器和推进剂管路之间设有第一导热垫，备份加热器和推进剂管路之间设有第二导热垫，如此可以提高对于推进剂管路加热的均匀性和效率，同时改善主份加热器、备份加热器与管路表面的接触状态。

根据本发明的一个方案，第一连接部和第二连接部固定连接在空间飞行器的舱壁上，实现对于管路的固定支撑作用，确保热控系统的稳定性。在本发明中，第一连接部和第二连接部的外周部设有隔热衬套，如此可以降低管路加热时的热量损耗。

根据本发明的一个方案，本发明的推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿航天器舱壁方向可调，同时，本发明的推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿垂直航天器舱壁方向可调。如此可以在一定范围内适应不同管路的走向和位置，确保加热效果和支撑稳定性。

附图说明

图1示意性表示根据本发明一种实施方式的推进剂管路加热支撑装置的结构图；

图2示意性表示根据本发明一种实施方式的推进剂管路加热支撑装置夹持管路示图；

图3示意性表示根据本发明一种实施方式的推进剂管路加热支撑装置的舱壁布置示图；

图4示意性表示根据本发明的推进剂管路加热支撑装置安装可调示图。

附图中标号所代表的含义如下：

1、第一支撑架。2、第二支撑架。11、第一连接部。12、第一支撑部。21、第二连接部。22、第二支撑部。3、主份加热器。121、第一安装凸台。221、第二安装凸台。4、可调螺栓。5、备份加热器。6、供电线。7、第一导热垫。8、第二导热垫。9、隔热衬套。A、推进剂管路加热支撑装置。g、管路。j、推进剂。c、舱壁。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式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方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，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，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

结合图1和图2所示，本发明的推进剂管路加热支撑装置包括第一支撑架1和第二支撑架2，第一支撑架1和第二支撑架2对称设置。第一支撑架1包括顺序连接的第一连接部11和第一支撑部12，第二支撑架2包括顺序连接的第二连接部21和第二支撑部22，第一连接部11和第二连接部21为水平设置，第一支撑部12和第二支撑部22为弧形状，并且第一支撑部12和第二支撑22的弧形凹陷相对设置，如此，第一支撑部12和第二支撑部22之间形成空腔，从而可以套设在推进剂管路上。本发明的第一支撑部12或者第二支撑部22内壁贴合有主份加热器3或备份加热器5。

本发明的推进剂管路加热支撑装置，可以设置在推进剂管路外圆周上，通过主份加热器或备份加热器对管路进行加热，并通过第一支撑架1和第二支撑架2支撑管路。规避了现有加热带长距离缠绕和管路多点固定的冲突，有利于简化管路热控安装和后续测试程序，也提高了整个管路热控系统的可靠性。

具体来说，如图1所示，在本实施方式中，第一支撑部12远离第一连接部11的一端设有第一安装凸台121，第二支撑部22远离第二连接部21的一端设有第二安装凸台221，第一安装凸台121和第二安装凸台221上相对设有螺纹孔，通过可调螺栓4将第一安装凸台121和第二安装凸台221相连接，实现第一支撑架1和第二支撑架2的连接。实际操作而言，将第一支撑架1和第二支撑架2包覆在推进剂管路外圆周上，然后通过可调螺栓将第一支撑架1和第二支撑架2固定连接。从而可以增加管路支撑的稳定性和可靠性，此外，由于采用的是可调螺栓将第一支撑架1和第二支撑架2连接，从而可以确保第一支撑架1和第二支撑架2的夹持内径在一定范围内的可调性，如此可以适应不同外径尺寸的管路。

在本发明中，推进剂管路加热支撑装置还包括与主份加热器3相对设置的备份加热器5。如图1所述，在本实施方式中，主份加热器3设置在第一支撑部12的内壁上，备份加热器5设置在第二支撑部22的内壁上。在本发明中，主份加热器3和备份加热器5分别连接有供电线6，供电线6的另一端连接供电设备，实现对于主份加热器3和备份加热器5的供电，进而实现加热功能。在本发明中，主份加热器3和备份加热器5均为弧形结构，并且是与第一支撑部12和第二支撑部22内壁相适应的弧形。

在本发明中，主份加热器3内壁贴合有第一导热垫7，备份加热器5内壁贴合有第二导热垫8。即主份加热器3和推进剂管路之间设有第一导热垫7，备份加热器5和推进剂管路之间设有第二导热垫8，如此可以提高对于推进剂管路加热的均匀性和效率，同时改善主份加热器3、备份加热器5与管路表面的接触状态。

结合图1、图2和图3所示，本发明的推进剂管路加热支撑装置安装于空间飞行器的舱壁上，即第一连接部11和第二连接部21固定连接在空间飞行器的舱壁上，实现对于管路的固定支撑作用，确保热控系统的稳定性。在本发明中，第一连接部11和第二连接部21的外周部设有隔热衬套9，如此可以降低对于管路加热时的热量损耗。

如图3所示，空间飞行器中某些管路较长，并穿越多个舱壁区域，面临着复杂的温度条件。根据热仿真分析和试验结果，不同管路以及同一管路不同区域，可以采用相适应的本发明的装置。如图3所示，沿着舱壁温度降低的方向，可以依次间隔减小的设置本发明的装置，同时沿着舱壁温度降低的方向，可以增大本发明装置的第一支撑架1、第二支撑架2的尺寸大小。此外，可以结合主份加热器、备份加热器开关控制以及单个加热器的占空比控制，实现高精度管路热控。

如图4所示，A表示本发明的装置，g表示管路，c表示舱壁。本发明的推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿航天器舱壁方向可调，调整角度为θ，θ的取值范围为±30°。同时，本发明的推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿垂直航天器舱壁方向可调，调整角度为ψ，ψ取值范围为±30°。如此可以在一定范围内适应不同管路的走向和位置，确保加热效果和支撑稳定性。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。