NASA液氧甲烷集成推进系统热真空试验
发布时间：2021-03-23 12:54
为降低液氧/甲烷空间推进系统未来应用的技术风险,NASA先后实施了多个研究计划,持续不断地提升液氧/甲烷空间推进技术的成熟度水平。低温推进系统集成试验平台（ICPTA）顺利在梅溪试验站空间推进热真空舱内完成一系列热真空模拟环境下的集成热试车,标志着NASA液氧/甲烷轨姿控一体化推进技术已经具备了在轨飞行验证试验的条件。介绍了ICPTA的研制背景,采用的液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统的构成、冷氦加温增压方案和供应管路热控方案。重点讨论了ICPTA热真空模拟试验的具体情况,以及变推力主发动机、姿控动力系统和COP点火系统等核心组件的设计方案、涉及的主要技术问题与试验结果,其成果对于未来星球着陆器的先进低温推进系统的研制具有重要参考价值。
【文章来源】：火箭推进. 2020,46(05)
【文章页数】：11 页
【部分图文】：
低温推进系统集成试验平台
ICPTA采用挤压式液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统方案,如图2所示,系统架构基本上继承了经过充分验证的Morpheus着陆器推进系统,主要包括:1台真空推力约12.5 kN并具备5∶1变推力调节能力的液氧/甲烷主发动机、2个低温姿控机组(每个姿控机组由1台真空推力约125 N和1台真空推力约31 N的液氧/甲烷姿控发动机构成)、4个直径约1.22 m铝合金球形贮箱(包覆方案为气凝胶泡沫+多层绝热层)和1个直径约0.48 m铝合金内衬碳纤维缠绕复合材料球形高压气瓶。ICPTA的主发动机和姿控发动机全部采用点火线圈和火花塞集成的一体化结构设计并独立封装的电点火系统(COP),取消了高压电缆,有利于降低点火系统的电磁辐射水平以及消除在稀薄气体环境下的电晕放电[32, 41-42]。ICPTA的4个铝合金球形贮箱沿中心轴线对称均匀布置,2个液氧贮箱加注量约为2 130 kg,2个液甲烷贮箱加注量约为770 kg。每个贮箱内安装防晃挡板用来抑制推进剂晃动,并通过一根气垫联通管来实现同种推进剂的2个贮箱间的压力平衡,贮箱工作压力2.2 MPa。液氧/甲烷推进剂分别从 2个贮箱的底部对称地通过管道输送至同一接口,然后通过管道和过滤器输送至一个电动球阀(用于隔离推进剂贮箱和所有5台发动机的截止阀)。供应主发动机的推进剂,经球阀后流经节流阀进入发动机喷注器;供应姿控发动机的推进剂,通过球阀后的T型歧管以相反的方向沿着2个液甲烷贮箱外边沿流至安装在液甲烷贮箱上的2个低温姿控机组。姿控动力系统推进剂供应管路配置热力学排放系统(TVS)来控制小流量低温姿控发动机的推进剂入口条件,即在低温姿控机组的推进剂供应管路末端设置排放路,部分推进剂通过节流孔板后,再经较小直径的排放管路并紧贴着姿控动力系统推进剂供应管路逆向流动,最后通过TVS排放阀向外排放,如图3所示。在空间探测器设计时,排放消耗的推进剂可以被燃料电池系统或者生命支持系统综合利用,也可用于小推力冷气喷射发动机进行探测器的轨道保持。
ICPTA的4个铝合金球形贮箱沿中心轴线对称均匀布置,2个液氧贮箱加注量约为2 130 kg,2个液甲烷贮箱加注量约为770 kg。每个贮箱内安装防晃挡板用来抑制推进剂晃动,并通过一根气垫联通管来实现同种推进剂的2个贮箱间的压力平衡,贮箱工作压力2.2 MPa。液氧/甲烷推进剂分别从 2个贮箱的底部对称地通过管道输送至同一接口,然后通过管道和过滤器输送至一个电动球阀(用于隔离推进剂贮箱和所有5台发动机的截止阀)。供应主发动机的推进剂,经球阀后流经节流阀进入发动机喷注器;供应姿控发动机的推进剂,通过球阀后的T型歧管以相反的方向沿着2个液甲烷贮箱外边沿流至安装在液甲烷贮箱上的2个低温姿控机组。姿控动力系统推进剂供应管路配置热力学排放系统(TVS)来控制小流量低温姿控发动机的推进剂入口条件,即在低温姿控机组的推进剂供应管路末端设置排放路,部分推进剂通过节流孔板后,再经较小直径的排放管路并紧贴着姿控动力系统推进剂供应管路逆向流动,最后通过TVS排放阀向外排放,如图3所示。在空间探测器设计时,排放消耗的推进剂可以被燃料电池系统或者生命支持系统综合利用,也可用于小推力冷气喷射发动机进行探测器的轨道保持。图4 氦气热交换器(左)和氦气压力/流量调节面板(右)
【参考文献】：
期刊论文
[1]Morpheus液氧/甲烷一体化推进系统研究综述[J]. 程诚,曲波,林庆国. 火箭推进. 2018(05)
本文编号：3095829
【文章来源】：火箭推进. 2020,46(05)
【文章页数】：11 页
【部分图文】：
低温推进系统集成试验平台
ICPTA采用挤压式液氧/甲烷轨姿控一体化推进系统方案,如图2所示,系统架构基本上继承了经过充分验证的Morpheus着陆器推进系统,主要包括:1台真空推力约12.5 kN并具备5∶1变推力调节能力的液氧/甲烷主发动机、2个低温姿控机组(每个姿控机组由1台真空推力约125 N和1台真空推力约31 N的液氧/甲烷姿控发动机构成)、4个直径约1.22 m铝合金球形贮箱(包覆方案为气凝胶泡沫+多层绝热层)和1个直径约0.48 m铝合金内衬碳纤维缠绕复合材料球形高压气瓶。ICPTA的主发动机和姿控发动机全部采用点火线圈和火花塞集成的一体化结构设计并独立封装的电点火系统(COP),取消了高压电缆,有利于降低点火系统的电磁辐射水平以及消除在稀薄气体环境下的电晕放电[32, 41-42]。ICPTA的4个铝合金球形贮箱沿中心轴线对称均匀布置,2个液氧贮箱加注量约为2 130 kg,2个液甲烷贮箱加注量约为770 kg。每个贮箱内安装防晃挡板用来抑制推进剂晃动,并通过一根气垫联通管来实现同种推进剂的2个贮箱间的压力平衡,贮箱工作压力2.2 MPa。液氧/甲烷推进剂分别从 2个贮箱的底部对称地通过管道输送至同一接口,然后通过管道和过滤器输送至一个电动球阀(用于隔离推进剂贮箱和所有5台发动机的截止阀)。供应主发动机的推进剂,经球阀后流经节流阀进入发动机喷注器;供应姿控发动机的推进剂,通过球阀后的T型歧管以相反的方向沿着2个液甲烷贮箱外边沿流至安装在液甲烷贮箱上的2个低温姿控机组。姿控动力系统推进剂供应管路配置热力学排放系统(TVS)来控制小流量低温姿控发动机的推进剂入口条件,即在低温姿控机组的推进剂供应管路末端设置排放路,部分推进剂通过节流孔板后,再经较小直径的排放管路并紧贴着姿控动力系统推进剂供应管路逆向流动,最后通过TVS排放阀向外排放,如图3所示。在空间探测器设计时,排放消耗的推进剂可以被燃料电池系统或者生命支持系统综合利用,也可用于小推力冷气喷射发动机进行探测器的轨道保持。
ICPTA的4个铝合金球形贮箱沿中心轴线对称均匀布置,2个液氧贮箱加注量约为2 130 kg,2个液甲烷贮箱加注量约为770 kg。每个贮箱内安装防晃挡板用来抑制推进剂晃动,并通过一根气垫联通管来实现同种推进剂的2个贮箱间的压力平衡,贮箱工作压力2.2 MPa。液氧/甲烷推进剂分别从 2个贮箱的底部对称地通过管道输送至同一接口,然后通过管道和过滤器输送至一个电动球阀(用于隔离推进剂贮箱和所有5台发动机的截止阀)。供应主发动机的推进剂,经球阀后流经节流阀进入发动机喷注器;供应姿控发动机的推进剂,通过球阀后的T型歧管以相反的方向沿着2个液甲烷贮箱外边沿流至安装在液甲烷贮箱上的2个低温姿控机组。姿控动力系统推进剂供应管路配置热力学排放系统(TVS)来控制小流量低温姿控发动机的推进剂入口条件,即在低温姿控机组的推进剂供应管路末端设置排放路,部分推进剂通过节流孔板后,再经较小直径的排放管路并紧贴着姿控动力系统推进剂供应管路逆向流动,最后通过TVS排放阀向外排放,如图3所示。在空间探测器设计时,排放消耗的推进剂可以被燃料电池系统或者生命支持系统综合利用,也可用于小推力冷气喷射发动机进行探测器的轨道保持。图4 氦气热交换器(左)和氦气压力/流量调节面板(右)
【参考文献】：
期刊论文
[1]Morpheus液氧/甲烷一体化推进系统研究综述[J]. 程诚,曲波,林庆国. 火箭推进. 2018(05)
本文编号：3095829
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