CN111964527A - 一种高效低成本的发射平台热防护系统 - Google Patents

Abstract

一种高效低成本的发射平台热防护系统，对发射台承受火箭燃气流载荷的作用面划分为多个区域，即：热防护A区、热防护B区、热防护C区、非核心D区，根据不同区域设计不同的热防护结构。正向烧蚀区域采用可拆卸、抗烧蚀、冲击能力强的复合材料板。发射台执行任务后，热防护A区、热防护B区可以快速拆卸复合材料板，使用备件进行更换；大大降低现有技术涂覆材料施工恢复产生的时间成本。对两个区域交界处进行特殊处理，采用钢板搭接等方案，避免缝隙处被直接烧蚀。本发明将平面易施工部位与复杂面难施工部位设计两种热防护方案，既确保平面直接承受火箭发动机燃气流的防热效果，又可确保侧面承受燃气流不会轻易脱落。

Description

一种高效低成本的发射平台热防护系统

技术领域

本发明涉及一种高效低成本的发射平台热防护系统，属于热防护技术领域。

背景技术

发射平台及其内部放置的火箭测、发、控设备，在火箭发射过程中承受燃气流的烧蚀及高温，造成台体及各种设备的损坏，为保护以上设备，需要对各种设备进行热防护。

现有发射台一般采用一种热防护方案，按发动机最大燃气压力和温度进行设计，虽然满足了热防护要求，但对于大型发射台经济性较差，因此需要根据各部位的烧蚀情况，对发射台进行分级热防护，既保证了产品防烧伤性能，又能有效降低成本。

为确保热防护涂层与发射台基材的附着力，对于同一发射区域的不同部位，也应根据施工条件等影响因素进行区分，将平面易施工部位与复杂面难施工部位设计两种热防护方案，既确保平面直接承受火箭发动机燃气流的防热效果，又可确保侧面承受燃气流不会轻易脱落。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种高效低成本的发射平台热防护系统，按防热需求进行区域划分，正向烧蚀区域采用可拆卸、抗烧蚀、冲击能力强的复合材料板。发射台执行任务后，热防护A区、热防护B区可以快速拆卸复合材料板，使用备件进行更换；大大降低现有技术涂覆材料施工恢复产生的时间成本。同时，本发明将平面易施工部位与复杂面难施工部位设计两种热防护方案，既确保平面直接承受火箭发动机燃气流的防热效果，又可确保侧面承受燃气流不会轻易脱落。

本发明的技术方案是：

一种高效低成本的发射平台热防护系统，将发射平台按热防护方式划分为多个区域，包括：热防护A区、热防护B区、热防护C区、非核心D区；

发射平台结构包括：台体、台面、引流孔A、引流孔B、导流孔和盖板；

台体的上表面作为台面，台面上安装有多种设备，台面按设备结构特征划分为：平面结构区域和不规则结构区域；

台体上与火箭芯级发动机对应位置设置有1个导流孔B；台体上与火箭助推器对应位置设置有多个导流孔A；

与火箭助推器位置对应的多个导流孔A关于与火箭芯级发动机位置对应的导流孔B周向均布；

台体上位于外圈的两导流孔A之间设置有引流孔；

引流孔和导流孔的上下端面分别设置有盖板；

导流孔A的盖板和与导流孔A相邻的台面区域作为热防护A区；

热防护A区内的台面区域采用铺设碳纤维复合材料板作为防护板进行热防护；

热防护A区内导流孔A的盖板表面热喷涂无机防烧伤材料处理；

导流孔B的盖板和与导流孔B相邻的台面区域作为热防护B区；

热防护B区内的台面区域采用铺设碳纤维复合材料板作为防护板进行热防护；

热防护B区内导流孔B的盖板表面热喷涂无机防烧伤材料处理；

导流孔A的孔壁、导流孔B的孔壁和引流孔的孔壁作为热防护C区；

热防护C区的结构表面采用防热涂料方案进行表面热防护；

台面上不属于所述热防护A区、热防护B区、热防护C区的区域作为非核心D区；非核心D区内的平面结构区域采用防热涂料方案进行表面热防护，非核心D区内的不规则结构区域采用铝基金属陶瓷材料进行表面热防护。

所述无机防烧伤材料为以莫来石材料为主的无机涂层。

热防护B区内与火箭芯级发动机燃气流方向垂直的区域为正向烧蚀区域。

热防护A区内与火箭助推器发动机燃气流方向垂直的区域为正向烧蚀区域。

防护板与台面之间填充有高温胶。

热防护A区、热防护B区内的台面铺设多块防护板，两相邻防护板之间采取搭接方式连接。

两相邻防护板之间的搭接间隙填充有粘结剂；粘结剂的粘接间隙不大于1mm。

防护板的面积大于对应台面铺设面积，使防护板与热防护C区防热涂料的接缝位置位于引流孔A或引流孔B或导流孔的孔壁处。

台体钢结构上焊接与防护板连接用的连接块，连接块和防护板之间通过复合材料的连接件连接。

防护板的厚度大于20mm。

所述防热涂料包括：酚醛类、玻璃纤维、无机材料。

热防护C区内与火箭发动机燃气流方向平行，为侧向烧蚀区域。

导流孔B的盖板非发射状态下保持关闭，对导流孔B进行封闭，确保人员安全；使用前提前打开导流孔B盖板，导流孔B作为火箭芯级发动机燃气流排导空间。

导流孔A的盖板非发射状态下保持关闭，对导流孔A行封闭，确保人员安全；使用前提前打开导流孔A盖板，导流孔A为火箭助推器燃气流排导空间。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1)本发明在不降低热防护效果的前提下，有效降低成本；

2)本发明通过优化，对平面区域实现模块化施工，缩短施工周期，实现发射平台在发射后的快速恢复；

3)本发明对于支承臂等表面不规则产品，热防护采用无机材料等易定型材料，确保不规则表面的附着力；

4)本发明对两个区域交界处等，进行特殊处理，采用钢板搭接等方案，避免缝隙处被直接烧蚀；

5)本发明热防护的设计是基于火箭发射时燃气流场计算，根据计算结果及综合要求提出各区域的热防护要求。

附图说明

图1为本发明热防护区域划分示意图；

图2为本发明发射平台示意图；

图3为本发明复合材料防护板热防护示意图；

图4为本发明防护板与台体连接方式示意图。

具体实施方式

据测试及计算结果，在火箭发射过程中，燃气流中心区域与周边区域对发射平台的破坏程度有很大的不同，发射平台各部位热流密度有较大变化，因此在各功能部位热防护材料要求不同，如氢塔、氧塔顶盖要求热防护材料与底层金属结合力较高，中心区域要求防烧蚀性能高、不能脱落的材料，管道架体与钢架结构接缝处要求变形较大的材料，周边区域要求隔热性能好的材料等，因此在整个发射平台热防护应分区域、模块化设计，从而能够达到最佳的热防护效果，也是一种高效低成本的热防护技术，此技术已在现有的发射任务中得到验证，热防护作用达到了预期效果。

1)首先对火箭发射时燃气流场进行计算，根据计算结果及综合要求提出各区域的热防护要求。

2)对各热防护区域进行针对性热防护设计，选取最佳热防护材料，包括材料的防烧蚀性能、安装工艺性、维修性、性价比等。

3)对需要特别防护的部位，如反复开关的顶盖、经常拆卸的盖板、受力后变形不同的两个区域交界处等，进行特殊处理，必要时需要对结构进行更改。

4)对两个不同热防护材料区域结合部位进行设计，保证结合部防热效果。

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细的描述。

本发明对发射台承受火箭燃气流载荷的作用面划分为多个区域。如图1所示，热防护A区、热防护B区为核心区，热防护C区为过渡区，非核心D区为非核心区，根据不同区域设计不同的热防护结构。

1、在发射平台热防护A区、热防护B区上表面使用防烧蚀性能较好的材料进行热防护；

2、在发射平台热防护C区芯级、助推导流孔立面使用防烧蚀性能中等级别的材料进行热防护；

3、在发射平台非核心D区表面使用隔热性能较好，防水效果较好的材料进行防护；

4、支承臂选用能够进行不规则施工的材料进行防护；

5、盖板等需要经常开合动作的部位表面进行热喷涂；

6、脐带塔表面等不易检修的部位只进行5m以下的防护。

具体的，本发明一种高效低成本的发射平台热防护系统如图1所示，将发射平台按热防护方式划分为多个区域，包括：热防护A区、热防护B区、热防护C区、非核心D区。发射平台结构包括：台体、台面、引流孔A、引流孔B、导流孔和盖板，如图2所示。

台体的上表面作为台面，台面上安装有多种设备，台面按设备结构特征划分为：平面结构区域和不规则结构区域；

台体上与火箭芯级发动机对应位置设置有1个导流孔B；台体上与火箭助推器对应位置设置有多个导流孔A，导流孔B和导流孔A形成井字型结构。本发明实施例中，设置4个导流孔A。

与火箭助推器位置对应的多个导流孔A关于与火箭芯级发动机位置对应的导流孔B周向均布；台体上位于外圈的两导流孔A之间设置有引流孔。引流孔和导流孔的上下端面分别设置有盖板。导流孔B的盖板非发射状态下保持关闭，对导流孔B进行封闭，确保人员安全；使用前提前打开导流孔B盖板，导流孔B作为火箭芯级发动机燃气流排导空间。导流孔A的盖板非发射状态下保持关闭，对导流孔A行封闭，确保人员安全；使用前提前打开导流孔A盖板，导流孔A为火箭助推器燃气流排导空间。

导流孔A的盖板和与导流孔A相邻的台面区域作为热防护A区；热防护A区内与火箭助推器发动机燃气流方向垂直的区域为正向烧蚀区域。热防护A区采用耐温可达1500摄氏度，抗压强度100MPa以上的材料进行防护。具体的热防护A区内的台面区域采用铺设碳纤维复合材料板作为防护板进行热防护；

热防护A区内导流孔A的盖板表面热喷涂无机防烧伤材料处理，无机防烧伤材料为以莫来石材料为主的无机涂层。

导流孔B的盖板和与导流孔B相邻的台面区域作为热防护B区，热防护B区内与火箭芯级发动机燃气流方向垂直的区域为正向烧蚀区域。

热防护B区内的台面区域采用铺设碳纤维复合材料板作为防护板进行热防护；

热防护B区内导流孔B的盖板表面热喷涂无机防烧伤材料处理；

热防护A区、热防护B区内的台面铺设多块防护板，两相邻防护板之间采取搭接方式连接，如图4所示，避免台体结构暴露。

两相邻防护板之间的搭接间隙填充有粘结剂；粘结剂的粘接间隙不大于1mm。两相邻防护板之间的搭接段采用复合材料螺栓进行固定。防护板的厚度大于20mm。为保证防护板与台面之间无间隙，防护板与台面之间填充有高温胶。防护板的面积大于对应台面铺设面积，使防护板与热防护C区防热涂料的接缝位置位于引流孔A或引流孔B或导流孔的孔壁处。如图3所示。

导流孔A的孔壁、导流孔B的孔壁和引流孔的孔壁作为热防护C区，热防护C区内与火箭发动机燃气流方向平行，为侧向烧蚀区域。热防护C区可采用在数百摄氏度下使用，且抗压强度高于几十MPa的材料进行热防护。

热防护C区的结构表面采用常规防热涂料方案进行表面热防护；防热涂料包括：酚醛类、玻璃纤维、无机材料；。

台面上不属于所述热防护A区、热防护B区、热防护C区的区域作为非核心D区，如台面上用于组装脐带塔，台体内部设置设备存放间、操作间等均作为非核心D区。非核心D区不直接承受发动机燃气流作用，因此非核心D区内的平面结构区域采用常规防热涂料方案进行表面热防护，非核心D区内的不规则结构区域采用铝基金属陶瓷材料进行表面热防护。本发明实施例中铝基金属陶瓷材料的铺层厚度取值范围为1～2mm。

为不损伤台体钢结构，在台体钢结构上焊接与防护板连接用的连接块，连接块和防护板通过复合材料的连接件连接。预埋件，装配用，台体钢结构不打孔。

此热防护技术已在某大型火箭发射中得到应用，达到了预期的效果，并在成本上减少了30％以上。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (14)

1.一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，将发射平台按热防护方式划分为多个区域，包括：热防护A区、热防护B区、热防护C区、非核心D区；

发射平台结构包括：台体、台面、引流孔A、引流孔B、导流孔和盖板；

台体的上表面作为台面，台面上安装有多种设备，台面按设备结构特征划分为：平面结构区域和不规则结构区域；

台体上与火箭芯级发动机对应位置设置有1个导流孔B；台体上与火箭助推器对应位置设置有多个导流孔A；

与火箭助推器位置对应的多个导流孔A关于与火箭芯级发动机位置对应的导流孔B周向均布；

台体上位于外圈的两导流孔A之间设置有引流孔；

引流孔和导流孔的上下端面分别设置有盖板；

导流孔A的盖板和与导流孔A相邻的台面区域作为热防护A区；

热防护A区内的台面区域采用铺设碳纤维复合材料板作为防护板进行热防护；

热防护A区内导流孔A的盖板表面热喷涂无机防烧伤材料处理；

导流孔B的盖板和与导流孔B相邻的台面区域作为热防护B区；

热防护B区内的台面区域采用铺设碳纤维复合材料板作为防护板进行热防护；

热防护B区内导流孔B的盖板表面热喷涂无机防烧伤材料处理；

导流孔A的孔壁、导流孔B的孔壁和引流孔的孔壁作为热防护C区；

热防护C区的结构表面采用防热涂料方案进行表面热防护；

台面上不属于所述热防护A区、热防护B区、热防护C区的区域作为非核心D区；非核心D区内的平面结构区域采用防热涂料方案进行表面热防护，非核心D区内的不规则结构区域采用铝基金属陶瓷材料进行表面热防护。

2.根据权利要求1所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，所述无机防烧伤材料为以莫来石材料为主的无机涂层。

3.根据权利要求2所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，热防护B区内与火箭芯级发动机燃气流方向垂直的区域为正向烧蚀区域。

4.根据权利要求2所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，热防护A区内与火箭助推器发动机燃气流方向垂直的区域为正向烧蚀区域。

5.根据权利要求2～4任意之一所述所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，防护板与台面之间填充有高温胶。

6.根据权利要求5所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，热防护A区、热防护B区内的台面铺设多块防护板，两相邻防护板之间采取搭接方式连接。

7.根据权利要求6所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，两相邻防护板之间的搭接间隙填充有粘结剂；粘结剂的粘接间隙不大于1mm。

8.根据权利要求7所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，防护板的面积大于对应台面铺设面积，使防护板与热防护C区防热涂料的接缝位置位于引流孔A或引流孔B或导流孔的孔壁处。

9.根据权利要求8所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，台体钢结构上焊接与防护板连接用的连接块，连接块和防护板之间通过复合材料的连接件连接。

10.根据权利要求9所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，防护板的厚度大于20mm。

11.根据权利要求8所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，所述防热涂料包括：酚醛类、玻璃纤维、无机材料。

12.根据权利要求11所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，热防护C区内与火箭发动机燃气流方向平行，为侧向烧蚀区域。

13.根据权利要求8所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，导流孔B的盖板非发射状态下保持关闭，对导流孔B进行封闭，确保人员安全；使用前提前打开导流孔B盖板，导流孔B作为火箭芯级发动机燃气流排导空间。

14.根据权利要求8所述的一种高效低成本的发射平台热防护系统，其特征在于，导流孔A的盖板非发射状态下保持关闭，对导流孔A行封闭，确保人员安全；使用前提前打开导流孔A盖板，导流孔A为火箭助推器燃气流排导空间。

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