[发明专利]一种单组元姿轨控发动机身部降温装置及方法

说明书

本发明涉及一种航天液体发动机试验装置及其降温方法，具体涉及一种单组元姿轨控发动机身部降温装置及方法；解决单组元发动机首次启动前身部环境温度‑5～0℃的要求，在试验过程中需要耗费大量人力和物力，且温度控制精度较低；当试验过程中发生异常情况时，密闭的试验舱不利于推进剂及燃气的排出，试验舱内聚集的燃气也不利于试验后处理的技术问题。该单组元姿轨控发动机身部降温装置包括包括涡流机构和产品围罩机构；本发明还提供了一种单组元姿轨控发动机身部降温方法，实现在试验过程中减少人力和物力并提升温度控制精度，试验后方便处理推进剂及燃气，并满足单组元发动机在低温环境下的冷启动特性。

技术领域

本发明涉及一种航天液体发动机试验装置及其降温方法，具体涉及一种单组元姿轨控发动机身部降温装置和使用该单组元姿轨控发动机身部降温装置的降温方法。

背景技术

姿轨控动力系统主要用于卫星、空间站、空间探测器等航天飞行器，起到调节飞行器姿态和轨道的作用。姿轨控发动机要求的推力范围很广，为0.02～2000牛(0.002～200公斤力)；能脉冲式工作，起动次数可多达数十万次，最小脉冲宽度为几毫秒；总工作时间(工作时间与间歇时间的总和)可长达5～10年。姿态控制发动机通常由一套增压系统、贮箱、推进剂供应系统和几组不同推力的推力室组成。姿轨控发动机多采用液体推进剂，按液体推进剂的组元数不同，可分为单组元、双组元及多组元。

小推力姿轨控发动机多采用单组元模式，在发动机身部填装有催化剂，通过对推进剂进行催化分解后发生燃烧产生推力。在研制阶段，为了验证单组元发动机在低温环境下催化剂活性及冷启动特性，需要在热试车前将发动机身部环境温度降至-5～0℃。为了不受天气及季节影响，此类试验常在封闭的低温试验舱内进行，试验舱内壁布置有一系列冷却环管，向环管内不断通入低温液氮实现试验舱内的低温环境。这种降温方式虽然能够满足发动机身部环境温度-5～0℃的要求，但通过调节液氮流量控制温度的方式控制精度较低，试验耗费大量人力和物力，当试验过程中一旦发生泄露等异常情况，密闭的试验舱不利于推进剂及燃气的排出，试验舱内聚集的燃气也不利于试后处理。

发明内容

本发明的目的是针对传统的单组元发动机首次启动前身部环境温度-5～0℃的要求，在试验过程中需要耗费大量人力和物力，且温度控制精度较低；当试验过程中发生异常情况时，密闭的试验舱不利于推进剂及燃气的排出，试验舱内聚集的燃气也不利于试验后处理的技术问题，而提供一种单组元姿轨控发动机身部降温装置及方法，实现在试验过程中减少人力和物力并提升温度控制精度，有利于异常情况及试后处理，并满足单组元发动机在低温环境下的冷启动特性。

为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案为：

一种单组元姿轨控发动机身部降温装置，其特殊之处在于：包括产品围罩机构和多组涡流机构；

涡流机构包括集气管、引流管、涡流管以及调节单元；

集气管一端为气源入口，用于连接气源瓶；其另一端为测压接口，用于安装压力传感器；

集气管通过引流管连接涡流管，并将气源瓶的气体输入涡流管；

涡流管一端为冷气出口，另一端为热气出口；

产品围罩机构同轴安装在发动机的外部，且产品围罩机构在发动机周围形成冷气流通区域；

产品围罩机构沿周向设有多个进气口；涡流管一端的冷气出口对应设置在产品围罩机构的进气口，使冷气输送至冷气流通区域；涡流管另一端的热气出口连接调节单元，用于调节热气流量，进而调节冷气温度。

进一步地，涡流管包括依次连接的喷嘴和涡流管道；

喷嘴为立方体结构，其内部沿轴向设有三级台阶孔；

喷嘴台阶孔的小端开设有锥形出口，用于输出冷气；其大端与涡流管道一端配合；涡流管道另一端用于输出热气。