逃逸主发动机制造技术

本发明专利技术涉及一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。稳定控制。稳定控制。

【技术实现步骤摘要】
逃逸主发动机


[0001]本专利技术涉及飞行器
，具体涉及一种逃逸主发动机。

技术介绍

[0002]随着航天事业的不断发展，面向成本的一体化设计成为航天器发展的一个重要趋势。为降低载人航天器发射过程中地面设施的建设和维护成本，国内外均采用前端无整流罩式的逃逸塔及飞船组合体外壁来代替原来额外的整流罩部分，实现气动整流能力。目前采用带整流罩的技术路线，发射时需要利用发射塔架上的封闭间及空调来控制温度在一定范围内，以保证发动机推力性能。然而，随着航天技术的发展，由于需要发射塔架在更高且更大的平台处实现封闭间温度控制带来的技术难度更大、经费更高，而且无整流罩式的逃逸塔及飞船组合体无法实现逃逸主发动机全覆盖的内部通气控温。因此，未来型号的载人飞船采用低成本高可靠性的长时间自控温逃逸主发动机是一个降低系统复杂程度、减少成本的重要发展方向。
[0003]为了能够快速启动和响应，逃逸塔一般选择固体火箭发动机作为实现动力学主推力的逃逸主发动机，以使返回舱快速逃离火箭爆炸源。对逃逸主发动机，一方面与火箭的快速逃逸距离需求决定了其需要较大推力，另一方面需要逃逸主发动机推力尽可能小以便减少逃逸塔返回舱连接结构重量，此外需要逃逸主发动机推力偏差尽可能控制在较小偏差范围内以便实现精准控制。然而，固体火箭发动机的推力对发射时燃料温度极为敏感，主要体现在：若发射时逃逸主发动机燃料的温度过高(以海南发射场全年环境温度为例，可达39.1℃)，当需要逃逸主发动机启动时，可能会产生由于推力过大导致的逃逸塔调姿失败甚至是结构件拉断等风险；若发射时逃逸主发动机燃料温度过低(以海南发射场全年环境温度为例，可达4.2℃)，当需要逃逸主发动机启动时，则有可能会由于逃逸塔推力不足而无法在规定时间内离开火箭的爆炸范围；若逃逸主发动机实际推力值与设计状态偏差过大，则其作为控制输入的推力模型不准确将导致控制不准确，严重时导致控制失效。因此，保证逃逸主发动机在待发期间的温度对于保证逃逸主发动机推力性能起到决定性作用，因而其对逃逸塔满足设计指标至关重要，在逃逸塔设计的过程中需要重点分析和验证发动机长时间控温的能力。
[0004]目前我国的神舟系列飞船采用的CZ
‑
2F逃逸主发动机的发射场塔架有封闭间将逃逸塔整体封闭在内，封闭间内可通空调保证温度。如发射任务时段遇到极端环境条件，则对逃逸塔穿保温衣进一步控制逃逸发动机燃料温度，保温衣上接有送风管道。如此复杂大型、需要人为操作的保温实现技术已不适应载人航天领域新一代载人飞船的一体化、低成本、智能化技术要求。
[0005]保证逃逸主发动机燃料温度在一定范围内，可以极大地缩小发动机偏差。在战术导弹中，常采用发射筒内保温空调来实现固体发动机的温度控制，然而在载人领域的逃逸塔中，未来随着更大型的火箭制造，愈发难以在发射塔架最顶部实现封闭间和空调温度控制；即使可以实现，其带来的代价将远远超过其所带来的效益。

技术实现思路

[0006]有鉴于此，本专利技术旨在提出一种逃逸主发动机，以解决上述问题。
[0007]本专利技术实施例提供一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。
[0008]优选地，所述温控内胆由外至内依次包括发泡保温层和碳纤维层。
[0009]优选地，所述温控内胆由外至内依次包括流体管路层和钢内胆。
[0010]优选地，所述温控内胆由外至内依次包括流体管路层、碳纤维层和铝合金内胆。
[0011]优选地，所述温控内胆由外至内依次包括碳纤维层和铝合金内胆，所述碳纤维层和所述铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。
[0012]优选地，所述温控内胆由外至内依次包括碳纤维层、第一层铝合金内胆和第二层铝合金内胆，所述第一层铝合金内胆和所述第二层铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。
[0013]优选地，所述流体管路层与所述外壳之间设有发泡保温层。
[0014]优选地，所述碳纤维层与所述外壳之间设有发泡保温层。
[0015]优选地，所述碳纤维层和所述外壳之间设有至少一个穿舱孔，所述电加热片的线路经所述穿舱孔引出并连接至电源。
[0016]优选地，所述发动机本体上还设有安全机构，所述安全机构适于切断或连通所述点火装置与所述燃料室之间的连接。
[0017]本专利技术实施例的逃逸主发动机结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制，可解决大范围环境温度发射条件下的燃料初始温度过大问题(可缩小温差带至
±
5℃)，可平衡解决温差带和所需要的资源(例如加热所需功率、相变材料额外质量)的问题，应用前景广阔。
附图说明
[0018]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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专利技术的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，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。
[0019]图1为本专利技术实施例的逃逸主发动机的结构示意图；
[0020]图2为本专利技术第一实施例的温控内胆的结构示意图；
[0021]图3为本专利技术第二实施例的温控内胆的结构示意图；
[0022]图4为本专利技术第三实施例的温控内胆的结构示意图；
[0023]图5为本专利技术第四实施例的温控内胆的结构示意图；
[0024]图6为本专利技术第五实施例的温控内胆的结构示意图；
[0025]图7为本专利技术第六实施例的温控内胆的结构示意图；
[0026]图8为本专利技术第七实施例的温控内胆的结构示意图；
[0027]图9为本专利技术第八实施例的温控内胆的结构示意图；
[0028]图10为本专利技术第九实施例的温控内胆的结构示意图；
[0029]图11为本专利技术实施例的电加热片的布置示意图。
具体实施方式
[0030]此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属
中的普通技术人员所知的形式。
[0031]此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本专利技术保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本专利技术并不特别地限定于优选的实施方式。本专利技术的范围由权利要求书所界定。
[0032]如图1所示，是本专利技术实施例的逃逸主发动机的结构示意图。所述逃逸主发动机包括发动机本体1以及设于发动机本本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种逃逸主发动机，其特征在于，所述逃逸主发动机包括发动机本体(1)以及设于所述发动机本体(1)上的连接机构(2)、点火装置(3)和多个喷管(4)；其中，所述发动机本体(1)由外至内依次包括外壳(5)、温控内胆(6)和燃料室(7)，所述温控内胆(6)对所述燃料室(7)升温和/或保温和/或降温。2.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括发泡保温层和碳纤维层。3.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括流体管路层和钢内胆。4.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括流体管路层、碳纤维层和铝合金内胆。5.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括碳纤维层和铝合金内胆，所述碳纤维层和所述铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。6.根据...

【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏程，王岩，李喜晟，田林，余抗，齐岳，陈灵，杨哲，郝平，马晓兵，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：