CN106428642B - 一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置。使用本发明能够更加高效、全面地阻隔来自推力器热辐射对航天器造成影响。本发明包括隔热屏支架和隔热屏组件。隔热屏支架为一端封闭一端开放的圆台型壳体，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面。隔热屏组件与隔热屏支架内侧面形状一致。该隔热装置不仅能够保护航天器本体还能够保护太阳翼及机构接头不受推力器热辐射的影响，并且能够节省隔热屏材料。

Description

一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置

技术领域

本发明涉及航天器热控技术领域，具体涉及一种适用于航天器推力器开敞式圆台隔热装置。

背景技术

随着深空探测任务的拓展，航天器对轨道控制能力的要求越来越高，配置复杂的推进装置和多类型的推力器，通过推力器不同组合方式可完成姿轨控任务。特别是在着陆下降及起飞上升等过程中，推力器连续点火时间较长，点火时壁面温度最高可达1500℃，对周围舱板和设备造成热辐射及羽流的耦合影响，可能造成设备和器外传统低温多层组件温度超过指标要求而损坏。在有大气环境的高温热防护环境，被防护位置与推力器距离较远且空间开敞时，往往通过主动方式，如通风强制对流换热的方式或在设备外壳表面增加外腔体通过水冷循环解决其高温问题。对于需要对热源进行本体进行隔热保温的情况，一般通过在热源外部设置较厚的隔热材料的被动方式，常用的材料包括黏土隔热砖、玻璃纤维材料等。

而现有的器外推力器的防护主要是依靠在设备表面安装多区域、大面积、组成复杂的多层形式的高温热防护装置来完成，且热防护多层必须通过螺钉和销钉固定在设备表面或舱板上，并使用不锈钢丝进行辅助绑扎固定。装置其不足之处主要在于：

(1)传统航天器中，推力器与周围设备的距离较远。但深空探测航天器结构紧凑，造成推力器距离太阳翼和着陆缓冲机构连接转动接头距离较近，最近处距离小至50mm。但太阳翼表面和机构接头表面不允许实施多层形式的热防护装置，此时推力器点火时的羽流和辐射耦合热效应导致设备温度超过指标而损伤甚至损坏。因此，现有的热防护装置无法满足实际需要。

(2)推力器点火时对周围环境的辐射强度随着距离的增加而减少，造成航天器本体上热流密度梯度变化，因此将多层按热流密度梯度进行分区，热流大的地方使用热防护能力强、重量大的多层，热流小的地方使用热防护能力稍弱、重量小的多层。但考虑到多层制作和安装的可靠性以及多层间互相搭接，不能通过无限划分防护件区域的方式优化重量。因此现有热防护方式较为浪费资源。

(3)现有的高温热防护装置使用的多层隔热组件较硬，可实施性较差，对于表面构型复杂的区域，高温多层隔热组件与被防护面的贴覆效果较差，不同区域的多层间的安装及搭接复杂，容易形成漏热区域。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种适用于航天器推力器开敞式圆台隔热装置，能够更加高效、全面地阻隔来自推力器热辐射对航天器造成影响。

本发明是一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置，包括一个隔热屏支架3和隔热屏组件，且每一个推力器均对应一个隔热装置。隔热屏支架为一端封闭一端开放的圆台型壳体，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面。所述隔热屏组件包括身部隔热屏2和顶部隔热屏1。所述身部隔热屏2与隔热屏支架3内侧面的形状一致。所述顶部隔热屏1是与隔热屏支架3上底面对应的平面结构，且其上有使推力器穿过的中心孔。身部隔热屏2与顶部隔热屏1在对应部分缝合连接。隔热屏组件固连于隔热屏支架3的内侧。隔热屏支架3与推力器同轴安装，并将隔热屏支架3的顶部与航天器本体表面固连。

作为发明航天器推力器开敞式圆台隔热装置的改进，若圆台型壳体的下底面直径大于两推力器中心轴的距离，多个隔热屏支架3在相邻一侧用耐高温丝依次平滑连接。

作为本发明航天器推力器开敞式圆台隔热装置的进一步改进，隔热屏组件为沿着厚度方向根据温度梯度化得到的多层隔热组件，或为纳米气凝胶、耐高温隔热毡等在大气环境中也具有良好隔热效果的其他材料。

作为本发明航天器推力器开敞式圆台隔热装置的进一步改进，隔热屏支架3与隔热屏组件间的固连方式为：通过隔热紧固件9组合安装，所述隔热紧固件为钛螺钉、耐高温不锈钢大垫片、钛套管、钛合金垫片、隔热屏支架、聚酰亚胺垫片、自锁螺母；或者将通过外套隔热套管的耐高温丝11穿透高温隔热屏，透过隔热屏支架上的通孔缠绕固定，并处于蓬松状态。

作为本发明航天器推力器开敞式圆台隔热装置的进一步改进，隔热屏支架3的身部为减重结构。

有益效果：

(1)本发明设计的开敞式圆台隔热装置仅固定在推力器支架上，与其他部位无机械接口。因此对于不能实施传统多层热防护的太阳翼及会运动的机构支架、接头部位，均可通过本发明设计的隔热装置进行热防护；

(2)本发明中的开敞式圆台高温隔热装置结构简单，使用单块隔热屏与支架一体化安装后，即可完成多区域、大面积的防护。通过调整开敞式圆台隔热装置的周向开敞角度，使得推力器面向空间的部分全面开敞，此设计可使防护面积最小，且隔热屏表面对空间的散热性能最佳，使得表面平衡温度最低，达到重量的最优化，从而减少了传统设计中的重量资源浪费；

(3)本发明中的开敞式圆台高温隔热屏与隔热屏支架进行了一体化设计，隔热屏的各部分组件安装在支架内侧(朝向推力器一侧)，在实现隔热屏固定的同时完成了对支架的高温热防护，相对于传统设计的多块热防护多层，安装方式简单、可靠性高。

附图说明

图1为单推力器开敞式圆台隔热屏组件搭接示意图。

图2为单推力器开敞式圆台隔热支架示意图。

图3和图4为单推力器开敞式圆台隔热装置与航天器本体及推力器安装关系示意图。

图5为双推力器开敞式圆台隔热屏组件搭接示意图。

图6为双推力器开敞式圆台隔热支架示意图。

图7为双推力器开敞式圆台隔热装置与航天器本体及推力器安装关系示意图。

图8为隔热屏与支架的固定方式示意图。

其中：1-顶部隔热屏，2-身部隔热屏，3-隔热屏支架，4-隔热屏螺钉固定孔，5-隔热屏辅助固定孔，6-隔热屏支架安装孔，7-双推力器隔热屏连接段，8-隔热屏表面耐高温丝绑扎，9-隔热屏固定螺钉紧固套件，10-隔热屏材料，11-外套柔性隔热套管的耐高温丝。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

本发明提供了一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置。

某航天器主要需要防护的推力器为150N推力器，均安装在航天器本体上，推力器均外漏在航天器本体外。根据推力器的构形布局，可以分为单推力器和双推力器。根据推力器与设备和航天器本体的位置关系，设计开敞式圆台高温隔热装置，如图1～8所示，其仅用于遮挡推力器对航天器本体和设备的辐射，而对空间辐射的区域开敞。开敞角度为圆台缺口对应的圆心角，包围角为开敞式圆台对应的圆心角。开敞空间越大，推力器和隔热装置高温面与冷空间的角系数越大，散热能力越强，使得隔热装置和推力器壁面温度越低，隔热装置重量最为优化。

如图1～图7所示，隔热装置包括隔热屏组件和隔热屏支架。隔热屏组件包括顶部隔热屏1和身部隔热屏2，顶部隔热屏用于防护推力器对隔热装置安装面的热辐射，身部隔热屏用于防护推力器对航天器本体、太阳翼和机构接头的热辐射。

具体实施方式1，单推力器的隔热装置如图1～图4所示，隔热屏支架3为一端封闭一端开放圆台型壳体结构，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面。隔热屏支架的包围角为160°。扇环的内直径为80mm，外直径为108mm。隔热屏支架的开敞式侧面设置减重孔，在保证给隔热屏组件提供足够机械支撑的情况下，减轻重量。在隔热屏支架侧面与隔热屏支架上底面交界处加厚提高强度。在支架上有均匀分布的隔热屏螺钉固定孔4，隔热屏辅助固定孔5，隔热屏支架安装孔6，用来固定隔热屏组件和隔热屏支架3。隔热屏组件包括顶部隔热屏1和身部隔热屏2。身部隔热屏2与隔热屏支架3的开敞内侧面的形状一致。身部隔热屏2的高度H为145mm，上端直径D2为80mm，下端直径D1为295mm，避让推力器孔直径D3为55mm，包围角θ为160°，与推力器壁面最小间距为15mm。顶部隔热屏1为一平面结构，与隔热屏支架的扇环形上底面对应，完全覆盖推力器安装支架的表面，其上的中心圆孔为推力器安装孔。将身部隔热屏2与顶部隔热屏1对应部分通过高温丝缝合在一起。将隔热屏组件紧密贴合于隔热屏支架3内侧且不发生变形，通过安装孔以及紧固件将其固连。将隔热屏支架推力器同轴放置，并将隔热屏支架3的顶部与航天器本体表面固连。

具体实施方式2，如果圆台型壳体的下底面直径大于两推力器中心轴的距离，则将两个或多个相邻的单推力器隔热装置合并为一个。这里给出双推力器隔热屏的实施例，如图5～7所示。隔热屏支架3由两个单推力器隔热屏支架以及位于两个隔热屏支架间的隔热屏支架连接段7，其中连接段的长a和宽b分别为168mm和68mm。与单推力器隔热装置类似，隔热屏支架的开敞式侧面设置减重孔，在保证给隔热屏组件提供足够机械支撑的情况下，减轻重量。在隔热屏支架侧面与隔热屏支架上底面交界处加厚提高强度。隔热屏支架上底面的扇环的内直径为80mm，外直径为106mm。在支架上有均匀分布的隔热屏隔热屏螺钉固定孔4，隔热屏辅助固定孔5，隔热屏支架安装孔6，用来固定隔热屏组件和隔热屏支架。隔热屏组件包括顶部隔热屏1和身部隔热屏2。身部隔热屏2与隔热屏支架3的开敞内侧面的形状一致，身部隔热屏2的高度为116mm，上端直径80mm，下表面直径215mm，包围角为95°，身部隔热屏2开敞式侧面外侧只设计到垂直于两推力器连线的位置。顶部隔热屏为与隔热屏支架上底面对应的平面结构，其上有使两个推力器穿过的两个避让孔，直径都为55mm。将顶部隔热屏与身部隔热屏的搭接面用耐高温丝缝合连接。将身部隔热屏和顶部隔热屏紧密贴合于隔热屏支架身部内侧且不发生变形，通过安装孔及紧固件将其固连。将隔热屏支架与推力器同轴安装，并将隔热屏支架3的顶部与航天器本体表面固连。

通过计算，若不使用隔热屏方案，整套热防护多层包括14类60套组件，分别包覆在推力器支架、航天器本体和设备上，算上紧固件后需要重量约7.8kg，且太阳翼和机构接头无法防护，可能导致太阳翼无法供电或者机构无法运动的后果。而使用本隔热装置的设计方案，只需2类共12套隔热屏组件及相应支架3，共5.8kg。

高温隔热屏需要具备隔热能力，真空条件下一般使用多层形式的高温组件，包括高温覆盖层，高温部分、中温部分和低温部分。高、中、低温多层则分别由适应相应温度条件的若干层反射屏材料和间隔层材料交替相叠而成。高温覆盖层可采用不锈钢箔、镍箔或者耐高温高硅氧玻璃纤维布；高温部分反射屏可采用不锈钢箔和镍箔，间隔层为纤维毡；中温部分反射屏为铝箔，间隔层为高硅氧玻璃布；低温部分反射屏为双面镀铝聚酯薄膜和双面镀铝聚酰亚胺薄膜，间隔层可选用高硅氧玻璃纤维布和涤纶网。根据不同条件下隔热屏表面的最高温度设计隔热屏的组成，从面向推力器方向沿着厚度方向梯度化设计，在满足材料耐温能力的条件下，选用密度小的材料，使隔热屏重量最小。隔热屏制作过程中分为高中低温分别制作，不同部分多层分别缝制，尽量减小通过缝制材料造成的传热影响。顶部隔热屏与身部隔热屏在安装前进行搭接，将身部隔热屏形成圆台形，与顶部隔热屏的圆边搭接后通过耐高温丝进行缝合，使其一体成型，保证在经受力学环境时隔热屏不会对推力器精度产生影响。推力器需要在含有大气环境中长时间工作，多层形式的高温隔热屏在大气环境中隔热能力大幅下降，此时高温隔热屏材料可以使用耐高温纳米气凝胶或纤维毡材料等低密度隔热材料。

隔热装置半包裹推力器安装，推力器朝向冷空间部分为隔热装置开敞部分，朝向航天器本体和器外设备的辐射被身部隔热屏遮挡，朝向推力器安装面的辐射被顶部隔热屏遮挡，隔热屏通过其支架3为隔热屏组件提供有效的机械支撑，保证身部隔热屏圆台中心轴与推力器中心轴完全重合。隔热屏支架也为开敞圆台形，在满足力学要求的基础上，支架可为减重结构。本实例中隔热屏支架为隔热屏组件提供两类安装孔。一类为φ3.5的通孔4，通过隔热紧固件9组合安装，从面向推力器至背向推力器依次为钛螺钉、耐高温不锈钢大垫片、钛套管、钛合金垫片、隔热屏支架、聚酰亚胺垫片、自锁螺母，通过钛螺钉顶部传递到隔热屏支架的热量尽量小；另一类为在隔热屏支架上成对设置的φ1.5的通孔，通过外套隔热套管的耐高温丝11穿透高温隔热屏，透过隔热屏支架上的通孔后耐高温丝互相缠绕固定，绑扎后仍要求保持隔热屏处于蓬松状态。绑扎时为了减少耐高温丝对隔热屏支架的漏热，在隔热屏支架成对出现的通孔位置支架上安装高硅氧玻璃布10用于隔热。通过第一类固定方式，满足隔热屏稳定固定在隔热屏支架上不发生脱落，使用紧固件的数量应尽可能少，减轻重量的同时减少螺钉对支架的漏热，曲面上隔热屏与支架贴附不佳的问题则使用第二类固定方式，保证了圆台身部隔热屏的形状满足设计状态，且重量和漏热均较小。对于图8所示的双推力器隔热屏，双推力器隔热屏连接段7处于无支架固定状态，在隔热屏内外表面均通过隔热屏支架上紧固件的螺钉头部和螺母位置交叉绑扎耐高温丝网8进行固定。

在推力器不工作时，隔热屏参与空间辐射换热，将隔热屏支架与推力器安装面隔热连接，尽量减小隔热屏对舱内设备的漏热；隔热屏面膜对推力器影响应尽量小。图1～图5所示的单推力器隔热装置，在推力器热试车连续工作800s时，通过隔热屏阻挡推力器高温壁面的热辐射，斜侧板上低温多层面膜温度不超过150℃，不需要再附加设计高温防护多层；太阳翼的温度满足其使用温度指标。图3～图7所示的双推力器隔热装置，在推力器热试车连续工作800s时，通过隔热屏阻挡后，航天器底板、机构接头温度均满足温度指标要求。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，包括一个隔热屏支架(3)和隔热屏组件，且每一个推力器均对应一个隔热装置；所述隔热屏支架为一端封闭一端开放的圆台型壳体，上底面为封闭端，下底面为开放端，上底面上有使推力器穿过的中心孔，位于一侧贯穿上下底面的缺口形成扇环形的上底面和开敞的侧面；所述隔热屏组件包括身部隔热屏(2)和顶部隔热屏(1)；所述身部隔热屏(2)与隔热屏支架(3)内侧面的形状一致；所述顶部隔热屏(1)是与隔热屏支架(3)上底面对应的平面结构，且其上有使推力器穿过的中心孔；身部隔热屏(2)与顶部隔热屏(1)在对应部分缝合连接；隔热屏组件固连于隔热屏支架(3)的内侧；隔热屏支架(3)与推力器同轴安装，并将隔热屏支架(3)的顶部与航天器本体表面固连；

若圆台型壳体的下底面直径大于两推力器中心轴的距离，多个隔热屏支架(3)在相邻一侧用耐高温丝依次平滑连接。

2.如权利要求1所述的航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，隔热屏组件为沿着厚度方向根据温度梯度化得到的多层隔热组件，或为纳米气凝胶、耐高温隔热毡及其他在大气环境中也具有良好隔热效果的材料。

3.如权利要求1所述的航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，隔热屏支架(3)与隔热屏组件间的固连方式为：通过隔热紧固件(9)组合安装，所述隔热紧固件为钛螺钉、耐高温不锈钢大垫片、钛套管、钛合金垫片、隔热屏支架、聚酰亚胺垫片、自锁螺母；或者将通过外套隔热套管的耐高温丝(11)穿透高温隔热屏，透过隔热屏支架上的通孔缠绕固定，并处于蓬松状态。

4.如权利要求1所述的航天器推力器开敞式圆台隔热装置，其特征在于，隔热屏支架(3)的身部为减重结构。