[发明专利]一种航天发动机推进剂的温控输送系统

说明书

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。

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；