一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置。使用本发明专利技术能够更加高效、全面地阻隔来自推力器热辐射对航天器造成影响。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器热控
，具体涉及一种适用于航天器推力器开敞式圆台隔热装置。
技术介绍
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。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术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。本专利技术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。作为专利技术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。作为本专利技术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。作为本专利技术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。作为本专利技术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)本专利技术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，均可通过本专利技术设计的隔热装置进行热防护；(2)本专利技术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)本专利技术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4为双推力器开敞式圆台隔热屏组件搭接示意图。图5为双推力器开敞式圆台隔热支架示意图。图6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7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，对本专利技术进行详细描述。本专利技术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1～7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6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3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和本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。

【技术特征摘要】
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。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，若圆台型壳...

【专利技术属性】
技术研发人员：张栋，陈阳，马巨印，蒋凡，宁献文，居世元，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
国别省市：北京;11