NASA液氧甲烷集成推進系統(tǒng)熱真空試驗
發(fā)布時間：2021-03-23 12:54
為降低液氧/甲烷空間推進系統(tǒng)未來應用的技術風險,NASA先后實施了多個研究計劃,持續(xù)不斷地提升液氧/甲烷空間推進技術的成熟度水平。低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺（ICPTA）順利在梅溪試驗站空間推進熱真空艙內完成一系列熱真空模擬環(huán)境下的集成熱試車,標志著NASA液氧/甲烷軌姿控一體化推進技術已經(jīng)具備了在軌飛行驗證試驗的條件。介紹了ICPTA的研制背景,采用的液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)的構成、冷氦加溫增壓方案和供應管路熱控方案。重點討論了ICPTA熱真空模擬試驗的具體情況,以及變推力主發(fā)動機、姿控動力系統(tǒng)和COP點火系統(tǒng)等核心組件的設計方案、涉及的主要技術問題與試驗結果,其成果對于未來星球著陸器的先進低溫推進系統(tǒng)的研制具有重要參考價值。
【文章來源】：火箭推進. 2020,46(05)
【文章頁數(shù)】：11 頁
【部分圖文】：
低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺
ICPTA采用擠壓式液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)方案,如圖2所示,系統(tǒng)架構基本上繼承了經(jīng)過充分驗證的Morpheus著陸器推進系統(tǒng),主要包括:1臺真空推力約12.5 kN并具備5∶1變推力調節(jié)能力的液氧/甲烷主發(fā)動機、2個低溫姿控機組(每個姿控機組由1臺真空推力約125 N和1臺真空推力約31 N的液氧/甲烷姿控發(fā)動機構成)、4個直徑約1.22 m鋁合金球形貯箱(包覆方案為氣凝膠泡沫+多層絕熱層)和1個直徑約0.48 m鋁合金內襯碳纖維纏繞復合材料球形高壓氣瓶。ICPTA的主發(fā)動機和姿控發(fā)動機全部采用點火線圈和火花塞集成的一體化結構設計并獨立封裝的電點火系統(tǒng)(COP),取消了高壓電纜,有利于降低點火系統(tǒng)的電磁輻射水平以及消除在稀薄氣體環(huán)境下的電暈放電[32, 41-42]。ICPTA的4個鋁合金球形貯箱沿中心軸線對稱均勻布置,2個液氧貯箱加注量約為2 130 kg,2個液甲烷貯箱加注量約為770 kg。每個貯箱內安裝防晃擋板用來抑制推進劑晃動,并通過一根氣墊聯(lián)通管來實現(xiàn)同種推進劑的2個貯箱間的壓力平衡,貯箱工作壓力2.2 MPa。液氧/甲烷推進劑分別從 2個貯箱的底部對稱地通過管道輸送至同一接口,然后通過管道和過濾器輸送至一個電動球閥(用于隔離推進劑貯箱和所有5臺發(fā)動機的截止閥)。供應主發(fā)動機的推進劑,經(jīng)球閥后流經(jīng)節(jié)流閥進入發(fā)動機噴注器;供應姿控發(fā)動機的推進劑,通過球閥后的T型歧管以相反的方向沿著2個液甲烷貯箱外邊沿流至安裝在液甲烷貯箱上的2個低溫姿控機組。姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路配置熱力學排放系統(tǒng)(TVS)來控制小流量低溫姿控發(fā)動機的推進劑入口條件,即在低溫姿控機組的推進劑供應管路末端設置排放路,部分推進劑通過節(jié)流孔板后,再經(jīng)較小直徑的排放管路并緊貼著姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路逆向流動,最后通過TVS排放閥向外排放,如圖3所示。在空間探測器設計時,排放消耗的推進劑可以被燃料電池系統(tǒng)或者生命支持系統(tǒng)綜合利用,也可用于小推力冷氣噴射發(fā)動機進行探測器的軌道保持。
ICPTA的4個鋁合金球形貯箱沿中心軸線對稱均勻布置,2個液氧貯箱加注量約為2 130 kg,2個液甲烷貯箱加注量約為770 kg。每個貯箱內安裝防晃擋板用來抑制推進劑晃動,并通過一根氣墊聯(lián)通管來實現(xiàn)同種推進劑的2個貯箱間的壓力平衡,貯箱工作壓力2.2 MPa。液氧/甲烷推進劑分別從 2個貯箱的底部對稱地通過管道輸送至同一接口,然后通過管道和過濾器輸送至一個電動球閥(用于隔離推進劑貯箱和所有5臺發(fā)動機的截止閥)。供應主發(fā)動機的推進劑,經(jīng)球閥后流經(jīng)節(jié)流閥進入發(fā)動機噴注器;供應姿控發(fā)動機的推進劑,通過球閥后的T型歧管以相反的方向沿著2個液甲烷貯箱外邊沿流至安裝在液甲烷貯箱上的2個低溫姿控機組。姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路配置熱力學排放系統(tǒng)(TVS)來控制小流量低溫姿控發(fā)動機的推進劑入口條件,即在低溫姿控機組的推進劑供應管路末端設置排放路,部分推進劑通過節(jié)流孔板后,再經(jīng)較小直徑的排放管路并緊貼著姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路逆向流動,最后通過TVS排放閥向外排放,如圖3所示。在空間探測器設計時,排放消耗的推進劑可以被燃料電池系統(tǒng)或者生命支持系統(tǒng)綜合利用,也可用于小推力冷氣噴射發(fā)動機進行探測器的軌道保持。圖4 氦氣熱交換器(左)和氦氣壓力/流量調節(jié)面板(右)
【參考文獻】：
期刊論文
[1]Morpheus液氧/甲烷一體化推進系統(tǒng)研究綜述[J]. 程誠,曲波,林慶國. 火箭推進. 2018(05)
本文編號：3095829
【文章來源】：火箭推進. 2020,46(05)
【文章頁數(shù)】：11 頁
【部分圖文】：
低溫推進系統(tǒng)集成試驗平臺
ICPTA采用擠壓式液氧/甲烷軌姿控一體化推進系統(tǒng)方案,如圖2所示,系統(tǒng)架構基本上繼承了經(jīng)過充分驗證的Morpheus著陸器推進系統(tǒng),主要包括:1臺真空推力約12.5 kN并具備5∶1變推力調節(jié)能力的液氧/甲烷主發(fā)動機、2個低溫姿控機組(每個姿控機組由1臺真空推力約125 N和1臺真空推力約31 N的液氧/甲烷姿控發(fā)動機構成)、4個直徑約1.22 m鋁合金球形貯箱(包覆方案為氣凝膠泡沫+多層絕熱層)和1個直徑約0.48 m鋁合金內襯碳纖維纏繞復合材料球形高壓氣瓶。ICPTA的主發(fā)動機和姿控發(fā)動機全部采用點火線圈和火花塞集成的一體化結構設計并獨立封裝的電點火系統(tǒng)(COP),取消了高壓電纜,有利于降低點火系統(tǒng)的電磁輻射水平以及消除在稀薄氣體環(huán)境下的電暈放電[32, 41-42]。ICPTA的4個鋁合金球形貯箱沿中心軸線對稱均勻布置,2個液氧貯箱加注量約為2 130 kg,2個液甲烷貯箱加注量約為770 kg。每個貯箱內安裝防晃擋板用來抑制推進劑晃動,并通過一根氣墊聯(lián)通管來實現(xiàn)同種推進劑的2個貯箱間的壓力平衡,貯箱工作壓力2.2 MPa。液氧/甲烷推進劑分別從 2個貯箱的底部對稱地通過管道輸送至同一接口,然后通過管道和過濾器輸送至一個電動球閥(用于隔離推進劑貯箱和所有5臺發(fā)動機的截止閥)。供應主發(fā)動機的推進劑,經(jīng)球閥后流經(jīng)節(jié)流閥進入發(fā)動機噴注器;供應姿控發(fā)動機的推進劑,通過球閥后的T型歧管以相反的方向沿著2個液甲烷貯箱外邊沿流至安裝在液甲烷貯箱上的2個低溫姿控機組。姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路配置熱力學排放系統(tǒng)(TVS)來控制小流量低溫姿控發(fā)動機的推進劑入口條件,即在低溫姿控機組的推進劑供應管路末端設置排放路,部分推進劑通過節(jié)流孔板后,再經(jīng)較小直徑的排放管路并緊貼著姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路逆向流動,最后通過TVS排放閥向外排放,如圖3所示。在空間探測器設計時,排放消耗的推進劑可以被燃料電池系統(tǒng)或者生命支持系統(tǒng)綜合利用,也可用于小推力冷氣噴射發(fā)動機進行探測器的軌道保持。
ICPTA的4個鋁合金球形貯箱沿中心軸線對稱均勻布置,2個液氧貯箱加注量約為2 130 kg,2個液甲烷貯箱加注量約為770 kg。每個貯箱內安裝防晃擋板用來抑制推進劑晃動,并通過一根氣墊聯(lián)通管來實現(xiàn)同種推進劑的2個貯箱間的壓力平衡,貯箱工作壓力2.2 MPa。液氧/甲烷推進劑分別從 2個貯箱的底部對稱地通過管道輸送至同一接口,然后通過管道和過濾器輸送至一個電動球閥(用于隔離推進劑貯箱和所有5臺發(fā)動機的截止閥)。供應主發(fā)動機的推進劑,經(jīng)球閥后流經(jīng)節(jié)流閥進入發(fā)動機噴注器;供應姿控發(fā)動機的推進劑,通過球閥后的T型歧管以相反的方向沿著2個液甲烷貯箱外邊沿流至安裝在液甲烷貯箱上的2個低溫姿控機組。姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路配置熱力學排放系統(tǒng)(TVS)來控制小流量低溫姿控發(fā)動機的推進劑入口條件,即在低溫姿控機組的推進劑供應管路末端設置排放路,部分推進劑通過節(jié)流孔板后,再經(jīng)較小直徑的排放管路并緊貼著姿控動力系統(tǒng)推進劑供應管路逆向流動,最后通過TVS排放閥向外排放,如圖3所示。在空間探測器設計時,排放消耗的推進劑可以被燃料電池系統(tǒng)或者生命支持系統(tǒng)綜合利用,也可用于小推力冷氣噴射發(fā)動機進行探測器的軌道保持。圖4 氦氣熱交換器(左)和氦氣壓力/流量調節(jié)面板(右)
【參考文獻】：
期刊論文
[1]Morpheus液氧/甲烷一體化推進系統(tǒng)研究綜述[J]. 程誠,曲波,林慶國. 火箭推進. 2018(05)
本文編號：3095829
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