CN106870878B - 一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法 - Google Patents

一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法 Download PDF

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Abstract

一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法，(1)根据航天伺服机构的产品外形及空间布局，将伺服机构后段和伺服机构前段分别进行热防护；(2)设计热防护衣；其中伺服机构后段采用结构B进行热防护，伺服机构前段采用结构A进行热防护，结构A包括旁通阀热防护块，电子盒热防护块、作动筒热防护块，壳体热防护块；结构A、结构B采用热防护材料；旁通阀热防护块、电子盒热防护块、壳体热防护块以及结构B为根据待防护部分的最小外包络确定的外包覆型结构；作动筒热防护块外形与作动筒外形相匹配且两端为开放式结构；壳体热防护块与旁通阀热防护块、电子盒热防护块、作动筒热防护块的接触部分开相应形状的窗口；(3)将结构A、结构B分别安装在伺服机构前段、伺服机构后段上。

Description

一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法
技术领域
本发明涉及一种运载火箭伺服机构热防护方案，具体说涉及一种运载火箭液氢液氧发动机推力矢量控制用多余度阀控伺服机构的贴合式、可穿戴热防护衣技术。
背景技术
伺服机构是我国对运载火箭飞行控制执行机构的统称，典型应用是摇摆发动机实施推力矢量控制。伺服机构处于火箭发动机尾舱，承受发动机超高温尾焰带来的强热流作用，若不采取防护措施，伺服机构表面温度最高可达500℃，无法承受；
国内现役运载火箭二级伺服机构采取在发动机机架上悬挂庇帘的热防护方案。但本发明涉及的伺服机构，配套用于某液氢液氧发动机上，受该伺服机构安装空间布局限制，无法采用该方案。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法。
本发明的技术解决方案是：一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法，通过下列方式实现：
第一步，根据航天伺服机构的产品外形及空间布局，将伺服机构后段和伺服机构前段分别进行热防护，其中伺服机构前段进一步划分为作动筒、电子盒、旁通阀和壳体四部分；
第二步，为第一步中的各部分设计热防护衣；其中伺服机构后段采用结构B进行热防护，伺服机构前段采用结构A进行热防护，结构A包括旁通阀热防护块，电子盒热防护块、作动筒热防护块，壳体热防护块；结构A、结构B采用热防护材料；
旁通阀热防护块、电子盒热防护块、壳体热防护块以及结构B为根据待防护部分的最小外包络确定的外包覆型结构；作动筒热防护块外形与作动筒外形相匹配且两端为开放式结构；壳体热防护块与旁通阀热防护块、电子盒热防护块、作动筒热防护块的接触部分开相应形状的窗口；
第三步，将结构A、结构B分别安装在伺服机构前段、伺服机构后段上；其中结构A中壳体热防护块与其他防护块连接部分采用缝合及通过安装孔穿绳系紧的方式，成为整体，包覆、紧固在伺服机构前段上；结构B同样采用缝合及通过安装孔穿绳系紧的方式，成为整体，包覆、紧固在伺服机构后段上。
采用的石英线进行缝合。
安装孔间通过采用符合热防护高温条件的绳系进行紧固。
所述的热防护材料采用硅橡胶涂敷织物和镀铝薄膜；其中镀铝薄膜层粘结在硅橡胶涂敷织物上。
所述的热防护材料采用从内至外依次为高强度高温绝热布、芳纶布、高强度高温绝热布、耐高温涂层、镀铝薄膜层；所述的高强为抗张力≥120N/30mm，高温为耐1200℃以上。
所述硅橡胶涂敷织物的厚度或者耐高温涂层的厚度，统称热防护层厚度的确定步骤如下：
(1)建立热防护层坐标系，原点选在热防护层内表面，x轴为厚度方向，y轴为热防护层长度方向；
(2)令热防护层的导热微分方程为其中T表示温度，t表示时间，a为热交换系数；
(3)设定所述导热微分方程的初始条件；
(4)设定所述导热微分方程的边界条件；
(5)初始化热防护层厚度，将该厚度沿x坐标方向以等间距Δx分割为N段，对时间t按等时间间隔Δt分割成M段，用i＝0,1,2,…,N表示节点的x坐标位置，用k＝0,1,2,…,M表示节点的时刻，每个节点(i,k)的温度用Ti k表示；
(6)对步骤(2)中的导热微分方程和步骤(4)中所述导热微分方程的边界条件用一阶向前差分方法，将一阶偏导数进行改写；
(7)对步骤(2)的导热微分方程中的二阶偏导数采用二阶中心差分方法改写；
(8)将步骤(6)和步骤(7)得到的一阶偏导数和二阶偏导数带入步步骤(2)的导热微分方程中；
(9)令得到一维非稳态导热的内节点i＝1,2,…,N-1的离散温度方程式；
(10)对于边界节点i＝N，即热防护层的外表面，确定离散温度方程；
(11)对于边界节点i＝0，即热防护层的内表面，确定离散温度方程；
(12)根据毕渥准则Bi<0.1时，忽略物体内部热阻，采用集总参数法分析传热系统，将带入毕渥准则，得到Δx的值，将Δx代入公式得到N的值；
(13)根据一维非稳态导热内节点温度显式差分格式的稳定性条件Fo≤0.5，选取合适的Δt，具体为：将稳定性条件Fo≤0.5带入步骤(9)式中，则推导出Δt的值，根据预设的热防护层外表面受到热流加载的总时间t总，通过公式M＝t总/Δt计算时间分割点数M；
(14)根据步骤(9)、(10)和(11)中的离散温度方程以及步骤(12)和(13)中得到的N、Δx和Δt，由步骤(3)中的初始条件，逐个计算出各节点Δt时刻温度，然后以Δt时刻各节点温度计算出2Δt时刻各节点温度，依此类推，直至所需时刻；判断热防护层内侧温度是否超过预设的温度值，若超过，则增加厚热防护层厚度δ，否则减小厚度δ，从步骤(5)开始重复执行，直至内侧温度满足要求。
本发明与现有技术相比有益效果为：
本发明为在航天运载火箭上面级电液伺服机构上创新设计应用的一种可穿戴式的热防护方案，可贴合该种伺服机构复杂的产品外形，并可在火箭发动机附近狭窄空间内实现便捷地拆装操作、不造成干涉。
本发明热防护各部段连接成整体形式，部段间设有开缝，实现整体式穿戴安装，热防护各部段与伺服机构突出部位外形轮廓完全贴合，适应狭小发动机舱内安装间隙要求。
附图说明
图1为本发明热防护方案结构A示意图；
图2为热防护方案结构B示意图；
图3为本发明结构A——件1展开图；
图4为本发明结构A——件4展开图；
图5本发明结构B展开图；
图6为伺服机构结构示意图；
图7为本发明热防护方案安装效果图。
具体实施方式
下面结合附图及实例对本发明做详细说明。本发明方法步骤如下：
第一步，根据航天伺服机构(如图6所示)的产品外形及空间布局，将伺服机构后段D和伺服机构前段C分别进行热防护，其中伺服机构前段进一步划分为作动筒12、电子盒13、旁通阀11和壳体14四部分；
第二步，为第一步中的各部分设计热防护衣；其中伺服机构后段采用结构B进行热防护，伺服机构前段采用结构A进行热防护；结构A、结构B采用热防护材料；
第三步，将结构A、结构B连接成整体，如图7所示；具体针对如图1-5的结构介绍如下。
1)结构A作动器防护罩由件1旁通阀热防护块，件2电子盒热防护块、件3作动筒热防护块，件4壳体热防护块组成；
2)件1底面为开放式，边A-1-1与件4缝合，可沿该边翻折。面A-1-1、面A-1-2、面A-1-3中心设安装孔，与件4对应位置安装孔固定。
3)件2的边A-2-1与件4缝合，沿边A-2-2和边A-2-3开缝处与件4通过安装孔固定；
4)件3为两端开放式，一端与件4缝合。件3沿边A-3-1开缝处，通过安装孔固定；
5)件4为两面开放式，面A-4-1设2处窗口，面A-4-2设1处窗口与件1的边A-1-1缝合。面A-4-3设1处窗口与件3缝合，并设1处开缝。件4沿边A-4-2开缝，两侧各设4处安装孔。面A-4-3和面A-4-4预设一定角度。
6)件1、件2、件3，通过石英线与件4缝合；
7)安装孔间用耐高温绳紧固；
8)结构B为两端开放式，面B-1开设2个窗口，沿边B-1和边B-2开缝，通过安装孔固定两侧；结构B沿边B-4开缝，与面B-3通过安装孔固定。面B-2设1个窗口，沿边B-3开缝，通过安装孔固定；
9)针对产品表面不同的热流强度、作用时间、温度等要求，明确热防护层材料的厚度。本方案的热防护衣材料一种应用实例为2mm硅橡胶涂敷织物+0.12mm镀铝薄膜，另一种应用实例为一种复合热防护层(从内至外依次为0.13mm高强度高温绝热布、0.3mm芳纶布、0.13mm高强度高温绝热布、1.8mm耐高温涂料、0.12mm铝箔复合防热布单面压敏胶带)。
具体硅橡胶涂敷织物或者耐高温涂料层(下称热防护层)的厚度可以根据如下步骤进行确定：
(1)建立热防护层坐标系，原点选在热防护层内表面，x轴为厚度方向，y轴为热防护层长度方向；
(2)令热防护层的导热微分方程为其中T表示温度，t表示时间，a为热交换系数；
(3)令所述导热微分方程的初始条件为t＝0,T＝T0，T0表示热防护层的初始温度，且热防护层内表面初始温度和热防护层外表面初始温度相同，均为T0；
(4)热真空环境下，假设热防护层两侧热辐射密度相同，且都辐射到真空中，则qf0＝qf1＝εσbT4；令所述导热微分方程的边界条件为x＝0,和x＝δ,其中λ、ε分别表示导热系数和辐射发射率，δ为热防护层的层厚度，σb为Steffen-Boltzmann常数，值为5.67×10-8W/m2·K4，qx为热防护层外表面受到的热流密度；
(5)初始化热防护层厚度δ，如图2所示，将层厚度沿x坐标方向以等间距Δx分割为N段，对时间t按等时间间隔Δt分割成M段，用i＝0,1,2,…,N表示节点的x坐标位置，用k＝0,1,2,…,M表示节点的时刻，每个节点(i,k)的温度用Ti k表示；
(6)对步骤(2)中的导热微分方程和步骤(4)中所述导热微分方程的边界条件用一阶向前差分方法，将一阶偏导数改写为
(7)对步骤(2)的导热微分方程中的二阶偏导数采用二阶中心差分方法改写为：
(8)将步骤(6)和步骤(7)得到的一阶偏导数和二阶偏导数带入步步骤(2)的导热微分方程中，得到
(9)令得到一维非稳态导热的内节点i＝1,2,…,N-1的离散温度方程式
(10)对于边界节点i＝N，即热防护层的外表面，离散温度方程为：
其中中间变量ρ、cp分别为热防护层密度和比热容；
(11)对于边界节点i＝0，即热防护层的内表面，离散温度方程为
(12)根据毕渥准则Bi<0.1时，表示物体内部热阻小到可以忽略，此时采用集总参数法分析传热系统，精度可满足工程实际要求，将带入毕渥准则，可得到Δx的值，将Δx代入公式得到N的值；
(13)根据一维非稳态导热内节点温度显式差分格式的稳定性条件Fo≤0.5，选取合适的Δt，具体为：将稳定性条件Fo≤0.5带入步骤(9)式中，则推导出Δt的值，根据预设的热防护层外表面受到热流加载的总时间t总，通过公式M＝t总/Δt计算时间分割点数M；
(14)根据步骤(9)、(10)和(11)中的离散温度方程以及步骤(12)和(13)中得到的N、Δx和Δt，由步骤(3)中的初始条件，逐个计算出各节点Δt时刻温度，然后以Δt时刻各节点温度计算出2Δt时刻各节点温度，依此类推，直至所需时刻；至此在所需时刻的热防护层内外两面的温度计算完成，判断热防护层内侧温度是否超过预设的温度值(例如105℃)，若超过，则增加δ，否则减小δ，重新计算直至内侧温度满足要求。
其它层的厚度在上述主要防护层的厚度确定的基础上，考虑复合材料的生产标准，进行选择。最终满足隔热要求(热防护层内侧温度不超过105℃)的热防护材料厚度，并通过热真空试验和热振试验来验证。
10)镀铝薄膜层一面带胶，粘接在耐高温涂层上；
11)本发明的热防护方案实用效果，通过热真空试验和热振试验来验证其隔热性能和热流作用下耐振性能；
本发明在使用过程中具备如下特点：
1)结构A中件1可沿边A-1-1翻折，观察件1下侧的伺服机构旁通阀状态；
2)结构A中件4的面A-4-1设2处窗口，为预留的电缆连接器安装口；
3)结构A中件4的面A-4-1和面A-4-2设有豁口，为避免与伺服机构管路干涉；
4)结构A中件4的面A-4-3和面A-4-4有预设角度，为避免与伺服机构外侧安装空间干涉；
5)结构B中面B-1设2处窗口，面B-2设1处窗口，为避免与伺服机构本体干涉；
6)结构A可将边A-4-1、边A-4-2、边A-4-3、边A-3-1打开，整体穿戴在伺服机构表面，并贴合其本体外形；
8)结构B可将边B-1、边B-2、边B-3、边B-4打开，整体穿戴在伺服机构表面，并贴合其本体外形；
本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (7)

1.一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法，其特征在于通过下列方式实现：
第一步，根据航天伺服机构的产品外形及空间布局，将伺服机构后段和伺服机构前段分别进行热防护，其中伺服机构前段进一步划分为作动筒、电子盒、旁通阀和壳体四部分；
第二步，为第一步中的各部分设计热防护块；其中伺服机构后段采用结构B进行热防护，伺服机构前段采用结构A进行热防护，结构A包括旁通阀热防护块(1)，电子盒热防护块(2)、作动筒热防护块(3)，壳体热防护块(4)；结构A、结构B采用热防护材料；
旁通阀热防护块(1)、电子盒热防护块(2)、壳体热防护块(4)以及结构B为根据待防护部分的最小外包络确定的外包覆型结构；作动筒热防护块(3)外形与作动筒外形相匹配且两端为开放式结构；壳体热防护块(4)与旁通阀热防护块(1)、电子盒热防护块(2)、作动筒热防护块(3)的接触部分开相应形状的窗口；
第三步，将结构A、结构B分别安装在伺服机构前段、伺服机构后段上；其中结构A中壳体热防护块(4)与旁通阀热防护块(1)，电子盒热防护块(2)、作动筒热防护块(3)连接部分采用缝合及通过安装孔穿绳系紧的方式，成为整体，包覆、紧固在伺服机构前段上；结构B同样采用缝合及通过安装孔穿绳系紧的方式，成为整体，包覆、紧固在伺服机构后段上。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：采用的石英线进行缝合。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：安装孔间通过采用符合热防护高温条件的绳系进行紧固。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的热防护材料采用硅橡胶涂敷织物和镀铝薄膜；其中镀铝薄膜层粘结在硅橡胶涂敷织物上。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于：所述的热防护材料采用从内至外依次为高强度高温绝热布、芳纶布、高强度高温绝热布、耐高温涂层、镀铝薄膜层；所述的高强度为抗张力≥120N/30mm，高温为耐1200℃以上。
6.根据权利要求4所述的方法，其特征在于：所述硅橡胶涂敷织物的厚度，下称热防护层厚度的确定步骤如下：
(1)建立热防护层坐标系，原点选在热防护层内表面，x轴为厚度方向，y轴为热防护层长度方向；
(2)令热防护层的导热微分方程为其中T表示温度，t表示时间，a为热交换系数；
(3)设定所述导热微分方程的初始条件；
(4)设定所述导热微分方程的边界条件；
(5)初始化热防护层厚度，将该厚度沿x坐标方向以等间距Δx分割为N段，对时间t按等时间间隔Δt分割成M段，用i＝0,1,2,…,N表示节点的x坐标位置，用k＝0,1,2,…,M表示节点的时刻，每个节点(i,k)的温度用Ti k表示；
(6)对步骤(2)中的导热微分方程和步骤(4)中所述导热微分方程的边界条件用一阶向前差分方法，将一阶偏导数进行改写；
(7)对步骤(2)的导热微分方程中的二阶偏导数采用二阶中心差分方法改写；
(8)将步骤(6)和步骤(7)得到的一阶偏导数和二阶偏导数带入步步骤(2)的导热微分方程中；
(9)令得到一维非稳态导热的内节点i＝1,2,…,N-1的离散温度方程式；
(10)对于边界节点i＝N，即热防护层的外表面，确定离散温度方程；
(11)对于边界节点i＝0，即热防护层的内表面，确定离散温度方程；
(12)根据毕渥准则Bi<0.1时，忽略物体内部热阻，采用集总参数法分析传热系统，将带入毕渥准则，得到Δx的值，将Δx代入公式得到N的值；
(13)根据一维非稳态导热内节点温度显式差分格式的稳定性条件Fo≤0.5，选取合适的Δt，具体为：将稳定性条件Fo≤0.5带入步骤(9)式中，则推导出Δt的值，根据预设的热防护层外表面受到热流加载的总时间t总，通过公式M＝t总/Δt计算时间分割点数M；
(14)根据步骤(9)、(10)和(11)中的离散温度方程以及步骤(12)和(13)中得到的N、Δx和Δt，由步骤(3)中的初始条件，逐个计算出各节点Δt时刻温度，然后以Δt时刻各节点温度计算出2Δt时刻各节点温度，依此类推，直至所需时刻；判断热防护层内侧温度是否超过预设的温度值，若超过，则增加厚热防护层厚度δ，否则减小厚度δ，从步骤(5)开始重复执行，直至内侧温度满足要求。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于：所述耐高温涂层的厚度，下称热防护层厚度的确定步骤如下：
(1)建立热防护层坐标系，原点选在热防护层内表面，x轴为厚度方向，y轴为热防护层长度方向；
(2)令热防护层的导热微分方程为其中T表示温度，t表示时间，a为热交换系数；
(3)设定所述导热微分方程的初始条件；
(4)设定所述导热微分方程的边界条件；
(5)初始化热防护层厚度，将该厚度沿x坐标方向以等间距Δx分割为N段，对时间t按等时间间隔Δt分割成M段，用i＝0,1,2,…,N表示节点的x坐标位置，用k＝0,1,2,…,M表示节点的时刻，每个节点(i,k)的温度用Ti k表示；
(6)对步骤(2)中的导热微分方程和步骤(4)中所述导热微分方程的边界条件用一阶向前差分方法，将一阶偏导数进行改写；
(7)对步骤(2)的导热微分方程中的二阶偏导数采用二阶中心差分方法改写；
(8)将步骤(6)和步骤(7)得到的一阶偏导数和二阶偏导数带入步步骤(2)的导热微分方程中；
(9)令得到一维非稳态导热的内节点i＝1,2,…,N-1的离散温度方程式；
(10)对于边界节点i＝N，即热防护层的外表面，确定离散温度方程；
(11)对于边界节点i＝0，即热防护层的内表面，确定离散温度方程；
(12)根据毕渥准则Bi<0.1时，忽略物体内部热阻，采用集总参数法分析传热系统，将带入毕渥准则，得到Δx的值，将Δx代入公式得到N的值；
(13)根据一维非稳态导热内节点温度显式差分格式的稳定性条件Fo≤0.5，选取合适的Δt，具体为：将稳定性条件Fo≤0.5带入步骤(9)式中，则推导出Δt的值，根据预设的热防护层外表面受到热流加载的总时间t总，通过公式M＝t总/Δt计算时间分割点数M；
(14)根据步骤(9)、(10)和(11)中的离散温度方程以及步骤(12)和(13)中得到的N、Δx和Δt，由步骤(3)中的初始条件，逐个计算出各节点Δt时刻温度，然后以Δt时刻各节点温度计算出2Δt时刻各节点温度，依此类推，直至所需时刻；判断热防护层内侧温度是否超过预设的温度值，若超过，则增加厚热防护层厚度δ，否则减小厚度δ，从步骤(5)开始重复执行，直至内侧温度满足要求。
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