[发明专利]航天器490N发动机电磁阀散热装置

说明书

本发明提供了一种涉及航天热控技术领域的航天器490N发动机电磁阀的散热装置，包括电磁阀、散热件以及星体支架法兰，490N发动机通过发动机法兰与卫星支架法兰螺钉安装装配，散热件通过接触导热填料分别与电磁阀和星体支架法兰相连接，电磁阀通过散热件增加散热面积，使电磁阀直接与星体支架法兰进行换热。本发明利用490N发动机电磁阀散热装置，使电磁阀直接与星体支架法兰进行良好换热，从而使电磁阀拥有更强的散热能力，具有寿命长、重量小、控温能力强、可适应极端高低温工况、可靠性高的特点。

技术领域

本发明涉及航天热控技术领域，具体地，涉及一种航天器490N发动机电磁阀的散热装置。

背景技术

以往航天器地球同步轨道490N发动机仅在转移轨道短时间工作，寿命较短，因此较少关注490N发动机不点火时的状况。近些年来，航天器寿命更长，工况姿态复杂，需要频繁变轨，且尾部490N发动机长期保持对日定向，造成喷管温度较高，致使长寿命490N发动机电磁阀附近的热环境温度较高，且490N电磁阀的构型和发动机安装方式、位置使其散热困难，进而需要关注490N发动机电磁阀在轨长期存储温度，对490N发动机电磁阀的控温要求也更加苛刻。因此，航天器在正常在轨工作时需要给予长寿命490N发动机电磁阀很强的散热能力。

专利CN110949696A公开了一种卫星发动机热防护技术领域内的卫星发动机热防护性能验证系统，包括红外灯阵、反射隔热屏、热防护组件试样、高温测温装置和电源。其中反射隔热屏由抛光不锈钢制作而成。在实际在轨使用没有针对电磁阀进行良好散热，在长期对日定向时无法保证电磁阀所在的环境温度可以保持在其温度指标范围内。

专利CN109823575A公开了一种卫星用490N发动机热防护装置，包括轻型高温多层组件(50μm不锈钢箔、15μm镍箔和高硅氧布)、中温多层组件(20μm铝箔、25μm双面镀铝聚酰亚胺和高硅氧布)和低温多层组件(6μm双面镀铝聚酯薄膜和玻璃纤维布)。同样地，在长期对日定向且变轨频繁的在轨使用时，无法严格保证发动机电磁阀所在的温度在指标范围内，且随着时间推进，防护装置性能退化，在轨末期可能导致电磁阀失效。

专利CN112177798A公开了一种适用于航天器发动机的隔热机构，包括发动机支架、隔热垫片组件、转接板及多层隔热组件。发动机后端安装在发动机所具有的喷注器上，前端通过隔热垫片组件连接转接板，转接板与发动机所具有的集合器连接，多层安装在集合器上。发动机支架为刚架式结构，增加非金属垫片并设置多层，使得喷注器到集合器的热阻增加了5倍以上。此种方法虽显著提高了隔热能力，但重量过大，安装步骤繁杂，成本过高，无法适应各种航天器构型和环境。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器490N发动机电磁阀散热装置。

根据本发明提供的一种航天器490N发动机电磁阀的散热装置，包括电磁阀、散热件以及星体支架法兰，490N发动机通过发动机法兰与卫星支架法兰螺钉安装装配，散热件通过接触导热填料分别与电磁阀和星体支架法兰相连接，电磁阀通过散热件增加散热面积，使电磁阀直接与星体支架法兰进行换热。

一些实施例中，每个散热件包括第一散热件和第二散热件，多个第一散热件通过卡箍连接于电磁阀的柱段上，第一散热件与第二散热件一一对应连接，第二散热件位于星体支架法兰上。

一些实施例中，第一散热件与第二散热件之间、第二散热件与星体支架法兰之间均填充有接触导热填料，接触导热填料采用厚度为0.1-0.2mm的铟箔。

一些实施例中，第一散热件与电磁阀、第二散热件与星体支架法兰通过腰孔实现调节性。

一些实施例中，腰孔均匀分布于第二散热件上，腰孔的长度为2-3mm。

一些实施例中，第一散热件与电磁阀内部的水平竖直面垂直度优于0.1mm，第一散热件与电磁阀柱段安装同轴度≤+0.05mm。