适用于航天器小推力发动机的加热结构制造技术

本发明专利技术提供了一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，包括电加热片、温度传感器、多层隔热组件以及隔热垫片，所述温度传感器安装在发动机喷注器上，所述发动机喷注器连接有电磁阀，所述电加热片的一面安装在电磁阀上，所述多层隔热组件安装在电加热片的另一面；所述发动机喷注器安装在机架上，所述隔热垫片设置在发动机喷注器和机架之间，本发明专利技术通过采用电磁阀加温措施间接保障发动机喷注器温度，取消了发动机喷注器铠装加热器，既可减轻发动机整体重量20％以上，又简化了发动机喷注器设计，提高了发动机加热器的可靠性，解决了发动机可靠工作的温度需求。靠工作的温度需求。靠工作的温度需求。

【技术实现步骤摘要】
适用于航天器小推力发动机的加热结构


[0001]本专利技术涉及航天器推进系统用的发动机领域，具体地，涉及一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，尤其适用于小推力的航天器双组元发动机的加热结构。

技术介绍

[0002]航天器发动机喷注器内有多组推进剂流道，在空间低温环境中，需要采取加温措施，以保证其内推进剂温度高于冰点以上。在发动机点火过程中，发动机喷注器由于热返浸作用，会达到150℃以上的高温，往往高于加热器的使用温度。因此，发动机喷注器通常采用铠装加热器进行加热。
[0003]现有技术中如专利文献CN106134394B公开了一种航天器发动机喷注器的加热实现方法，在发动机喷注器安装铠装加热器，用于给喷注器加温，发动机喷注器需提供铠装加热器安装槽，以及螺孔等固定结构。对于小推力的双组元发动机，发动机本身尺寸较小，阀门总热容大于喷注器热容，若依然采用铠装加热器加温，既增加了发动机整体重量，又使得发动机喷注器设计较为复杂。

技术实现思路

[0004]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种适用于航天器小推力发动机的加本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种适用于航天器小推力发动机的加热结构，其特征在于，包括电加热片(1)、温度传感器(2)、多层隔热组件(3)以及隔热垫片(4)；所述温度传感器(2)安装在发动机喷注器(6)上，所述发动机喷注器(6)连接有电磁阀(7)，所述电加热片(1)安装在电磁阀(7)上，所述多层隔热组件(3)安装在电加热片(1)上；所述发动机喷注器(6)安装在机架上，所述隔热垫片(4)设置在发动机喷注器(6)和机架之间。2.根据权利要求1所述的适用于航天器小推力发动机的加热结构，其特征在于，所述电加热片(1)采用聚酰亚胺薄膜型电加热片；所述电加热片(1)的内部设置有主加热回路以及备用加热回路，其中，主加热回路、备用加热回路所具有的引线均在电加热片(1)的一端引出。3.根据权利要求1所述的适用于航天器小推力发动机的加热结构，其特征在于，所述电加热片(1)通过硅橡胶粘接在所述电磁阀(7)上。4.根据权利要求1所述的适用于航天器小推力发动机的加热结构，其特征在于，所述温度传感器(2)为表面粘贴型温度传感器，通过硅橡胶粘贴在发动机喷注器(6)后，点焊1层钛合金箔片固定。5.根据权利要求1所述的适用于航天器小推力发动机的加热结构，其特征在于，所述多层隔热组件(3)采用双面镀铝聚酯薄膜与涤纶网交替叠合形成的结构。6.根据权利要求1所述的适用于航天器...

【专利技术属性】
技术研发人员：叶胜，丁卫华，胡承云，宁静，李世恭，程涛，朱洁莹，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：