CN214535149U - 热防护结构及应用热防护结构的设备 - Google Patents
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Abstract
本实用新型涉及热防护技术领域，具体涉及一种热防护结构及应用热防护结构的设备。热防护结构包括：隔热层，贴设于待隔热设备的外侧，隔热层采用泡沫材料；防热层，贴设于隔热层的外侧，防热层采用耐烧蚀材料。通过在待隔热设备外贴设隔热层，并在隔热层的外侧贴设防热层，能够在外界环境对待隔热设备传热时，防热层能够首先起到防热作用，再经隔热层的隔热作用，以保证待隔热设备内介质的低温环境，由于将防热层设置为耐烧蚀材料，能够使得热防护结构起到较好的防热作用，进而使得内部的隔热层设置为常用的泡沫材料，即可满足隔热的需求，且由于防热层设置为耐烧蚀材料，使得热防护结构能够重复使用，可适用于重复使用火箭的低温推进剂贮箱。
Description
技术领域
本实用新型涉及热防护技术领域，具体涉及一种热防护结构及应用热防护结构的设备。
背景技术
航天领域中，低温运载火箭采用甲烷、液氢、液氧等低温推进剂，液氢温度约为－253℃，液氧温度约－183℃，液体甲烷温度约为－161℃，在发射之前的地面停放状态和飞行过程中，都需要采用隔热措施。否则，在地面环境和飞行环境加热作用下，低温推进剂会出现迅速蒸发，造成推进剂大量损耗。
现有一次性使用低温运载火箭的隔热材料主要包括两类，一类是聚氨酯泡沫隔热材料，一般用于运载火箭一级飞行段的低温隔热；另一种是多层隔热材料，多层隔热材料由高反射率的反射屏和低热导率的间隔层交替叠合而成，典型的变密度多层隔热材料采用双面镀铝聚脂薄膜和涤纶丝网间隔物，一般用于真空飞行阶段长时间的低温隔热，这种隔热方式耐高温能力相对较强。现有的一次性运载火箭上升段热流较小，没有可重复使用要求，以上两类低温隔热材料可以满足一次性热防护需求。
对于重复使用火箭的低温推进剂贮箱，除了要经历射前地面停放阶段和飞行上升段的环境加热，在回收段再入飞行过程中，不仅有大气环境产生的气动加热，也有喷流与大气掺混后对低温推进剂贮箱的加热。相对传统一次性火箭箭体表面，整个飞行过程中低温推进剂贮箱气动加热热流更大，时间更长，对低温隔热的要求更高。
现有的聚氨酯泡沫隔热材料使用温度低于150℃，而再入段隔热层表面温度可达600℃以上，泡沫类材料不能满足耐高温要求，多层隔热材料采用耐高温能力强于泡沫材料，但也无法耐受再入阶段的高温。此外，再入段的气动冲刷效应也显著强于上升段，现有低温隔热材料也不能满足耐高温要求。
实用新型内容
因此，本实用新型要解决的技术问题在于克服现有技术中的低温隔热材料无法满足重复使用火箭的低温推进剂贮箱耐高温要求的缺陷，从而提供一种能够满足重复使用火箭的低温推进剂贮箱耐高温要求的热防护结构及应用该热防护结构的设备。
本实用新型第一方面提供了一种热防护结构，适于对待隔热设备进行隔热，包括：
隔热层，贴设于所述待隔热设备的外侧，所述隔热层采用泡沫材料；
防热层，贴设于所述隔热层的外侧，所述防热层采用耐烧蚀材料。
可选地，所述耐烧蚀材料的热导率不高于0.1W/(m·K)，密度不大于800kg/m3，许用温度不低于800℃；
和/或，所述泡沫材料的热导率不高于0.04W/(m·K)，密度不大于60kg/m3。
可选地，所述耐烧蚀材料为硅橡胶基涂层，或树脂基涂层，或浸渍碳纤维；
和/或，所述泡沫材料为聚氨酯泡沫，或聚异氰脲酸酯泡沫，或聚酰亚胺泡沫。
可选地，所述隔热层通过喷涂或胶粘的方式贴设于所述待隔热设备的外侧。
可选地，所述热防护结构还包括过渡层，所述过渡层贴设于所述隔热层和所述防热层之间。
可选地，所述过渡层为酚醛树脂，或环氧树脂，或硅橡胶。
可选地，所述过渡层通过喷涂或胶粘的方式贴设于所述隔热层的外侧；
和/或，所述耐烧蚀材料通过喷涂或胶粘的方式贴设于所述过渡层的外侧。
可选地，所述热防护结构包括至少一个模块单元，所述模块单元包括所述隔热层和所述防热层。
本实用新型第二方面提供了一种应用热防护结构的设备，包括：设备本体，及贴设于所述设备本体外侧的上述的热防护结构。
可选地，所述设备本体为运载火箭的贮箱。
本实用新型技术方案，具有如下优点：
1.本实用新型提供的热防护结构，通过在待隔热设备的外侧贴设隔热层，并在隔热层的外侧贴设防热层，能够在外界环境对待隔热设备传热时，防热层能够首先起到防热作用，将外界环境的高温降至低温后，再经隔热层的隔热作用，以保证待隔热设备内介质的低温环境，由于将防热层设置为耐烧蚀材料，能够使得热防护结构起到较好的防热作用，进而使得内部的隔热层设置为常用的泡沫材料，即可满足隔热的需求，且由于防热层设置为耐烧蚀材料，使得热防护结构能够重复使用，可适用于重复使用火箭的低温推进剂贮箱。
2.本实用新型提供的热防护结构，通过对耐烧蚀材料的热导率、密度和许用温度进行限制，对泡沫材料的热导率和密度进行限制，使得耐烧蚀材料和泡沫材料的耐高温效果更好，且由于采用的密度更低，使得热防护结构的整体更加轻质化。
3.本实用新型提供的热防护结构，通过在隔热层和防热层之间设置过渡层，能够使得耐烧蚀材料和泡沫材料的贴合更加紧密，耐高温效果更好。
4.本实用新型提供的热防护结构，通过将热防护结构设置为包括至少一个模块单元，且模块单元包括隔热层和防热层，使得在制备热防护结构时，能够先预置一个外形尺寸与待隔热设备一致的模具，切割脱模后形成模块单元，再整体粘贴在待隔热设备的表面，方便后期更换维护。
附图说明
为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本实用新型的热防护结构的剖视图。
附图标记说明：
1、隔热层；2、防热层；3、过渡层。
具体实施方式
下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。
在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
此外，下面所描述的本实用新型不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
如图1所示，本实施例中提供了一种热防护结构，适于对待隔热设备进行隔热，包括：隔热层1，贴设于待隔热设备的外侧，隔热层1采用泡沫材料；防热层2，贴设于隔热层1的外侧，防热层2采用耐烧蚀材料。
通过在待隔热设备的外侧贴设隔热层1，并在隔热层1的外侧贴设防热层2，能够在外界环境对待隔热设备传热时，防热层2能够首先起到防热作用，将外界环境的高温降至低温后，再经隔热层1的隔热作用，以保证待隔热设备内介质的低温环境，由于将防热层2设置为耐烧蚀材料，能够使得热防护结构起到较好的防热作用，进而使得内部的隔热层1设置为常用的泡沫材料，即可满足隔热的需求，且由于防热层2设置为耐烧蚀材料，使得热防护结构能够重复使用，可适用于重复使用火箭的低温推进剂贮箱。
优选地，本实施例中的耐烧蚀材料为硅橡胶基涂层，或树脂基涂层，或浸渍碳纤维，耐烧蚀材料的热导率不高于0.1W/(m·K)，密度不大于800kg/m3，许用温度不低于800℃。
本实施例中的泡沫材料为聚氨酯泡沫，或聚异氰脲酸酯泡沫，或聚酰亚胺泡沫，泡沫材料的热导率不高于0.04W/(m·K)，密度不大于60kg/m3。
通过对耐烧蚀材料的热导率、密度和许用温度进行限制，对泡沫材料的热导率和密度进行限制，使得耐烧蚀材料和泡沫材料的耐高温效果更好，且由于采用的密度更低，使得热防护结构的整体更加轻质化。
作为可变换的实施方式，也可以是，耐烧蚀材料为现有技术中的其他耐烧蚀材料，泡沫材料为现有技术中的其他泡沫材料。
具体地，本实施例中的隔热层1通过喷涂的方式贴设于待隔热设备的外侧。作为可变换的实施方式，也可以是，隔热层1通过胶粘的方式贴设于待隔热设备的外侧。
为了使耐烧蚀材料和泡沫材料的贴合更加紧密，耐高温效果更好，本实施例中的热防护结构还包括过渡层3，过渡层3贴设于隔热层1和防热层2之间。作为可变换的实施方式，也可以是，不设置过渡层3，防热层2直接贴设于隔热层1的外表面上。
其中，本实施例中的过渡层3为酚醛树脂，或环氧树脂，或硅橡胶，具体材料的选择可根据其与泡沫材料和耐烧蚀材料的相容特性进行选择，这里不做过多限制。过渡层3通过喷涂的方式贴设于隔热层1的外侧；耐烧蚀材料通过喷涂的方式贴设于过渡层3的外侧。作为可变换的实施方式，也可以是，过渡层3通过胶粘的方式贴设于隔热层1的外表面上；耐烧蚀材料通过胶粘的方式贴设于过渡层3的外表面上。
具体地，本实施例中的热防护结构包括一个模块单元，模块单元包括隔热层1和防热层2。通过将热防护结构设置为包括至少一个模块单元，且模块单元包括隔热层1和防热层2，使得在制备热防护结构时，能够先预置一个外形尺寸与待隔热设备一致的模具，切割脱模后形成模块单元，再整体粘贴在待隔热设备的表面，方便后期更换维护。作为可变换的实施方式，也可以是，热防护结构包括两个或者更多个模块单元，在后期需要更换和维护时，可以仅对损坏部分进行更换和维护。作为可变换的实施方式，也可以是，热防护结构不设置模块单元，而是直接将隔热层1贴设在待隔离设备的外表面，再把过渡层3、防热层2依次贴设于隔热层1的外表面上。
本实用新型第二方面提供了一种应用热防护结构的设备，包括：设备本体，及贴设于设备本体外侧的上述的热防护结构。
具体地，本实施例中应用热防护结构的设备本体为运载火箭的贮箱。作为可变换的实施方式，也可以是，设备本体为其他航天飞行器需要耐高温隔热的其他部件。
通过在可重复使用运载火箭低温推进剂贮箱外侧设置上述的热防护结构，采用泡沫材料作为隔热层1，作内层实现低温隔热，耐烧蚀材料作为防热层2，避免贮箱被再入段的热载荷破坏，实现外层的高温防热，以降低隔热层1的表面温度，从而满足防隔热一体化要求，保证较强的耐高温能力，如本实施例中的热防护结构可耐受的表面温度可达800℃，且通过选取较低密度的隔热层1和防热层2，使得热防护结构更加轻质化，通过采用轻质耐烧蚀材料作为防热层2，使得重复使用次数不少于5次，通过模块化设计，易于更换维护。
显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本实用新型创造的保护范围之中。
Claims (10)
1.一种热防护结构，适于对待隔热设备进行隔热，其特征在于，包括：
隔热层(1)，贴设于所述待隔热设备的外侧，所述隔热层(1)采用泡沫材料；
防热层(2)，贴设于所述隔热层(1)的外侧，所述防热层(2)采用耐烧蚀材料。
2.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述耐烧蚀材料的热导率不高于0.1W/(m·K)，密度不大于800kg/m3，许用温度不低于800℃；
和/或，所述泡沫材料的热导率不高于0.04W/(m·K)，密度不大于60kg/m3。
3.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述耐烧蚀材料为硅橡胶基涂层，或树脂基涂层，或浸渍碳纤维；
和/或，所述泡沫材料为聚氨酯泡沫，或聚异氰脲酸酯泡沫，或聚酰亚胺泡沫。
4.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述隔热层(1)通过喷涂或胶粘的方式贴设于所述待隔热设备的外侧。
5.根据权利要求1－4中任一项所述的热防护结构，其特征在于，还包括过渡层(3)，所述过渡层(3)贴设于所述隔热层(1)和所述防热层(2)之间。
6.根据权利要求5所述的热防护结构，其特征在于，所述过渡层(3)为酚醛树脂，或环氧树脂，或硅橡胶。
7.根据权利要求5所述的热防护结构，其特征在于，所述过渡层(3)通过喷涂或胶粘的方式贴设于所述隔热层(1)的外侧；
和/或，所述耐烧蚀材料通过喷涂或胶粘的方式贴设于所述过渡层(3)的外侧。
8.根据权利要求1－4中任一项所述的热防护结构，其特征在于，包括至少一个模块单元，所述模块单元包括所述隔热层(1)和所述防热层(2)。
9.一种应用热防护结构的设备，其特征在于，包括：设备本体，及贴设于所述设备本体外侧的如权利要求1－8中任一项所述的热防护结构。
10.根据权利要求9所述的应用热防护结构的设备，其特征在于，所述设备本体为运载火箭的贮箱。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202120516565.0U CN214535149U (zh) | 2021-03-10 | 2021-03-10 | 热防护结构及应用热防护结构的设备 |
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| CN202120516565.0U CN214535149U (zh) | 2021-03-10 | 2021-03-10 | 热防护结构及应用热防护结构的设备 |
Publications (1)
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|---|---|
| CN214535149U true CN214535149U (zh) | 2021-10-29 |
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| CN202120516565.0U Active CN214535149U (zh) | 2021-03-10 | 2021-03-10 | 热防护结构及应用热防护结构的设备 |
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|---|---|
| CN (1) | CN214535149U (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114407459A (zh) * | 2022-01-28 | 2022-04-29 | 宁波天擎航天科技有限公司 | 一种固体火箭及发动机及其复合壳体尾部的热防护结构 |
-
2021
- 2021-03-10 CN CN202120516565.0U patent/CN214535149U/zh active Active
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