[发明专利]一种航天伺服机构贴合式可穿戴热防护方法

说明书

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。

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；