推进剂管路加热支撑装置.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN110260081A(43)申请公布日2019.09.20(21)申请号201910616054.3(22)申请日2019.07.09(71)申请人北京空间技术研制试验中心地址100094北京市海淀区友谊路104号院(72)发明人田林杨雷白良浩孙兴亮侯振东叶胜(74)专利代理机构北京谨诚君睿知识产权代理事务所(特殊普通合伙)11538代理人陆鑫延慧(51)Int.Cl.F16L53/30(2018.01)F16L3/16(2006.01)权利要求书1页说明书4页附图2页(54)发明名称推进剂管路加热支撑装置(57)摘要本发明涉及一种推进剂管路加热支撑装置，包括对称设置的第一支撑架(1)和第二支撑架(2)，所述第一支撑架(1)包括顺序连接的第一连接部(11)和第一支撑部(12)，所述第二支撑架(2)包括顺序连接的第二连接部(21)和第二支撑部(22)，所述第一支撑部(12)和所述第二支撑部(22)呈弧形状，所述第一支撑部(12)或所述第二支撑部(22)内壁贴合有主份加热器(3)或备份加热器(5)。本发明的推进剂管路加热支撑一体化装置，设置在推进剂管路外圆周上，通过主份加热器或备份加热器对管路进行加热，并通过第一支撑架和第二支撑架支撑管路。规避了现有加热带长距离缠绕和管路多点固定的冲突，有利于简化管路热控安装和后续测试程序，也提高了整个管路热控系统的可靠性。CN110260081ACN110260081A权利要求书1/1页1.一种推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，包括对称设置的第一支撑架(1)和第二支撑架(2)，所述第一支撑架(1)包括顺序连接的第一连接部(11)和第一支撑部(12)，所述第二支撑架(2)包括顺序连接的第二连接部(21)和第二支撑部(22)，所述第一支撑部(12)和所述第二支撑部(22)呈弧形状，所述第一支撑部(12)或所述第二支撑部(22)内壁贴合有主份加热器(3)或备份加热器(5)。2.根据权利要求1所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，所述第一支撑部(12)远离所述第一连接部(11)的一端设有第一安装凸台(121)，所述第二支撑部(22)远离所述第二连接部(21)的一端设有第二安装凸台(221)；所述第一安装凸台(121)和所述的第二安装凸台(221)通过可调螺栓(4)相连接。3.根据权利要求1所述推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，还包括备份加热器(5)，所述备份加热器(5)与所述主份加热器(3)相对设置；所述主份加热器(3)和所述备份加热器(5)分别连接有供电线(6)。4.根据权利要求3所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，所述主份加热器(3)和所述备份加热器(5)均为弧形结构。5.根据权利要求1所述推进剂管路加热支撑管路，其特征在于，所述主份加热器(3)内壁贴合有第一导热垫(7)。6.根据权利要求3所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，所述备份加热器(5)内壁贴合有第二导热垫(8)。7.根据权利要求1所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，所述第一连接部(11)和第二连接部(12)固定安装于航天器舱壁上，所述第一连接部(11)和所述第二连接部(12)外周设有隔热衬套(9)，所述推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿所述航天器舱壁方向可调，调整角度为θ。8.根据权利要求7所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，θ的取值范围为±30°。9.根据权利要求1或8所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，所述第一连接部(11)和第二连接部(12)固定安装于航天器舱壁上，推进剂管路加热支撑装置的安装方向沿所述垂直航天器舱壁方向可调，调整角度为ψ。10.根据权利要求9所述的推进剂管路加热支撑装置，其特征在于，ψ取值范围为±30°。2CN110260081A说明书1/4页推进剂管路加热支撑装置技术领域[0001]本发明涉及一种空间飞行器管路支撑装置，尤其涉及一种推进剂管路加热支撑装置。背景技术[0002]空间飞行器执行深空探测任务时，面临着复杂的空间温度环境，密封舱环境和仪器设备可通过电加热方式保持适宜的温度。对于执行载人飞行任务的空间飞行器，推进剂加注量大，一般占到整器重量的50％以上，推进系统要为各种轨道和姿态控制提供力和力矩，发动机安装于整器多个方位，负责推进剂输送的推进管路系统复杂、种类繁多、规模庞大。为了防止管路中的推进剂温度过低结冰，并为进入发动机的推进剂建立必要的温度条件，需要为推进剂管路配置完整的电加热装置。[0003]当前空间飞行器管路电加热均采用加热带缠绕方式，根据所处舱壁温度条件确定加热带数量和功耗，由多个加热带组成一个加热回路，多个加热回路和温度测点形成一个控温回路。管路加热和夹持固定为相对独立的装置，管