CN104859869B - 航天器高温隔热屏的安装方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器高温隔热屏的安装方法，高温隔热屏本体通过接口安装方法与发动机法兰及承力筒壁面紧密安装，通过本体支撑方法增强高温隔热屏本体强度，并将其支撑于中部发动机与承力筒之间，附加结构及支撑部件较少，安装紧密。

Description

航天器高温隔热屏的安装方法

技术领域

本发明涉及航天器用热控产品安装设计技术领域，具体地，涉及一种航天器高温隔热屏的安装方法。

背景技术

当今航天器领域进入了快速发展时期，由于客户对卫星功能的要求提高，使得有效载荷也逐渐增多，卫星平台随之扩大，目前我国已有多个5000kg以上卫星项目并行开展，与之配合，卫星发动机推力逐渐加大，发动机高温屏蔽和散热是个必须解决的问题。采用由高温材料制成的高温隔热屏被越来越多地应用于大推力发动机隔热，高温隔热屏通常面积较大，而发动机附近预留给热控分系统的接口十分有限，出于整星减重的考虑，应避免增加复杂结构支撑件。高温隔热屏产品的安装关系到产品在试验及运输时的稳固牢靠，也直接影响航天器发动机工作期间整体的热平衡。

因此，需要对高温隔热屏安装接口及支撑方法进行优化设计，尽量减少附加装置的引入，实现高温隔热屏的安装优化配置。

目前国内大推力发动机的高温隔热屏的安装大多采用了一体式的安装支架，如嫦娥轨道器等，一体式安装支架能增加隔热屏安装强度，简化安装过程，但大型安装支架必然增加星体重量，过度的增重显然得不偿失，这就需要合理增加必须的结构和支撑部件，达到预定的安装目标。

发明内容

针对现有技术中存在的上述不足，本发明提供了一种航天器发动机高温隔热屏的安装方法，附加结构及支撑部件较少，安装紧密。

为解决上述技术问题，本发明的实施例提供一种航天器高温隔热屏的安装方法，包括如下步骤：

S1、在承力筒内壁上原有6组共12个M5的螺纹孔的基础上，沿承力筒内壁在原有每两组螺纹孔的中间部位使用420结构胶均布粘贴6个20mm×20mm的小垫块，所 述的带螺孔垫块是约20mm×20mm×20mm的小垫块，每个垫块中心有M5的螺孔；

S2、根据实物相关尺寸加工12根碳纤维材质撑杆，所述的12根撑杆用铝合金或钛合金“工”字或“⊥”字型材制成，均布于高温隔热屏圆周，在撑杆上加工有若干组2小孔，每组两个孔，关于型材加强筋对称，撑杆一端折弯成与承力筒贴合，其上加工 6小孔，用螺栓与承力筒内壁自带或垫块上的螺孔连接，一端折弯成与与附加的撑杆法兰下表面贴合，加工6通孔后与附加法兰上螺孔通过M5螺栓连接；

S3、加工分体式组合法兰盘，分体式组合法兰盘分为两部分，分别加工；两部分法兰安装后有1/3圆周大小重叠，使用时，先分开套入发动机喉口，然后组合起来用螺栓将两部分安装在一起；

S4、将12根撑杆呈放射状均布覆于已制作好的高温隔热屏上，用退火钢丝穿过加工的每组2小孔，将高温隔热屏与撑杆固定；

S5、将12根撑杆的上端贴合承力筒内侧面，用螺栓穿过撑杆上的6小孔与承力筒内壁自带或垫块上的螺孔连接，将撑杆高温隔热屏安装至发动机上方支撑杆下；

S6、将分体式法兰分开套入发动机喉口然后合并，通过法兰盘内侧的3个6.5通孔，穿入螺钉，安装在发动机法兰下；将撑杆内侧一端的面与分体式法兰下表面贴合，并用螺钉穿过分体式法兰盘均布的一圈12个6通孔及撑杆下端的6通孔，将撑杆的一端固定在分体式法兰盘上；

S7、将法兰高温隔热屏覆于分体式法兰下方，圆周上与撑杆高温隔热屏搭接处，用退火钢丝绑扎起来固定；

S8、将承力筒高温隔热屏装入承力筒内，上边缘通过退火钢丝与撑杆安装螺钉绑在起来固定，下边缘通过承力筒上的一圈均布的32个2小孔穿钢丝绑扎固定。

其中，所述垫块用玻璃钢加工而成。

其中，所述的分体式组合法兰厚度为4mm～6mm，重叠区域厚度减半，为2mm～3mm本发明具有以下有益效果：

高温隔热屏本体通过接口安装方法与发动机法兰及承力筒壁面紧密安装，通过本体支撑方法增强高温隔热屏本体强度，并将其支撑于中部发动机与承力筒之间，附加结构及支撑部件较少，安装紧密。

附图说明

图1为本发明实施例高温隔热屏布局图。

图2为本发明实施例高温隔热屏布局图。

图3为本发明实施例中部法兰处接口示意图。

图4为高温隔热屏分体式组合法兰与撑杆安装实物图。

图中:1-碳纤维撑杆；2-发动机安装法兰；3-发动机；4-承力筒；5-法兰隔热屏；6-分体式组合法兰；7-叠加区域；8-撑杆。

具体实施方式

为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。

如图1-3所示，本发明实施例提供了一种航天器高温隔热屏的安装方法，包括如下步骤：

S1、在承力筒内壁上原有6组共12个M5的螺纹孔的基础上，沿承力筒内壁在原有每两组螺纹孔的中间部位使用420结构胶均布粘贴6个20mm×20mm的小垫块，所述的带螺孔垫块是约20mm×20mm×20mm的小垫块，每个垫块中心有M5的螺孔；

S2、根据实物相关尺寸加工12根碳纤维材质撑杆，所述的12根撑杆用铝合金或钛合金“工”字或“⊥”字型材制成，均布于高温隔热屏圆周，在撑杆上加工有若干组2小孔，每组两个孔，关于型材加强筋对称，撑杆一端折弯成与承力筒贴合，其上加工 6小孔，用螺栓与承力筒内壁自带或垫块上的螺孔连接，一端折弯成与与附加的撑杆法兰下表面贴合，加工6通孔后与附加法兰上螺孔通过M5螺栓连接；

S3、加工分体式组合法兰盘，分体式组合法兰盘分为两部分，分别加工；两部分法兰安装后有1/3圆周大小重叠，使用时，先分开套入发动机喉口，然后组合起来用螺栓将两部分安装在一起；

S4、将12根撑杆呈放射状均布覆于已制作好的高温隔热屏上，用退火钢丝穿过加工的每组2小孔，将高温隔热屏与撑杆固定；

S5、将12根撑杆的上端贴合承力筒内侧面，用螺栓穿过撑杆上的6小孔与承力筒内壁自带或垫块上的螺孔连接，将撑杆高温隔热屏安装至发动机上方支撑杆下；

S6、将分体式法兰分开套入发动机喉口然后合并，通过法兰盘内侧的3个6.5通孔，穿入螺钉，安装在发动机法兰下；将撑杆内侧一端的面与分体式法兰下表面贴合，并用螺钉穿过分体式法兰盘均布的一圈12个6通孔及撑杆下端的6通孔，将撑杆的一端固定在分体式法兰盘上；

S7、将法兰高温隔热屏覆于分体式法兰下方，圆周上与撑杆高温隔热屏搭接处，用退火钢丝绑扎起来固定；

S8、将承力筒高温隔热屏装入承力筒内，上边缘通过退火钢丝与撑杆安装螺钉绑在起来固定，下边缘通过承力筒上的一圈均布的32个2小孔穿钢丝绑扎固定。

所述垫块用玻璃钢加工而成。

所述的分体式组合法兰厚度为4mm～6mm，重叠区域厚度减半，为2mm～3mm。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (3)

1.一种航天器高温隔热屏的安装方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、在承力筒内壁上原有6组共12个M5的螺纹孔的基础上，沿承力筒内壁在原有每两组螺纹孔的中间部位使用420结构胶均布粘贴6个20mm×20mm的小垫块，所述小垫块是带螺孔垫块，尺寸具体是20mm×20mm×20mm，每个垫块中心有M5的螺孔；

S2、根据实物相关尺寸加工12根碳纤维材质撑杆，所述的12根撑杆用铝合金或钛合金“工”字或“⊥”字型材制成，均布于高温隔热屏圆周，在撑杆上加工有若干组φ2小孔，每组两个孔，关于型材加强筋对称，撑杆一端折弯成与承力筒贴合，其上加工φ6小孔，用螺栓与承力筒内壁自带或垫块上的螺孔连接，一端折弯成与与附加的撑杆法兰下表面贴合，加工φ6通孔后与附加法兰上螺孔通过M5螺栓连接；

S3、加工分体式组合法兰盘，分体式组合法兰盘分为两部分，分别加工；两部分法兰安装后有1/3圆周大小重叠，使用时，先分开套入发动机喉口，然后组合起来用螺栓将两部分安装在一起；

S4、将12根撑杆呈放射状均布覆于已制作好的高温隔热屏上，用退火钢丝穿过加工的每组φ2小孔，将高温隔热屏与撑杆固定；

S5、将12根撑杆的上端贴合承力筒内侧面，用螺栓穿过撑杆上的φ6小孔与承力筒内壁自带或垫块上的螺孔连接，将撑杆高温隔热屏安装至发动机上方支撑杆下；

S5、将分体式法兰分开套入发动机喉口然后合并，通过法兰盘内侧的3个φ6.5通孔，穿入螺钉，安装在发动机法兰下；将撑杆内侧一端的面与分体式法兰下表面贴合，并用螺钉穿过分体式法兰盘均布的一圈12个φ6通孔及撑杆下端的φ6通孔，将撑杆的一端固定在分体式法兰盘上；

S7、将法兰高温隔热屏覆于分体式法兰下方，圆周上与撑杆高温隔热屏搭接处，用退火钢丝绑扎起来固定；

S8、将承力筒高温隔热屏装入承力筒内，上边缘通过退火钢丝与撑杆安装螺钉绑在起来固定，下边缘通过承力筒上的一圈均布的32个φ2小孔穿钢丝绑扎固定。

2.根据权利要求1所述的一种航天器高温隔热屏的安装方法，其特征在于，所述垫块用玻璃钢加工而成。

3.根据权利要求1所述的一种航天器高温隔热屏的安装方法，其特征在于，所述的分体式组合法兰厚度为4mm～6mm，重叠区域厚度减半，为2mm～3mm。