[发明专利]一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器

权利要求书

1.一种航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层；所述框架结构包括支撑内环、支撑中环、支撑外环、若干第一加强杆、若干第二加强杆和若干第三加强杆，其中，

所述支撑内环通过所述第一加强杆与所述支撑中环连接，形成一倒圆台框架结构一；

所述支撑中环通过所述第二加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构一；

所述支撑内环通过所述第三加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构二；

所述圆台框架结构一、圆台框架结构二和倒圆台框架结构一同轴，且所述圆台框架结构二和倒圆台框架结构一处于所述圆台框架结构一的内部；

所述支撑内环由若干第一弧条组成，所述支撑中环由若干第二弧条组成，所述支撑外环由若干第三弧条组成；

所述框架结构还包括用于与航天器连接的若干第一接头和若干第二接头，所述第一接头均匀分布于所述支撑内环，所述第二接头均匀分布于所述支撑外环；

还包括辅助支撑杆组件，每个所述第一接头通过所述辅助支撑杆组件与航天器的推进舱上的推进模块连接，以实现所述支撑内环与航天器的推进舱上的推进模块的连接；

还包括安装座组件，每个所述第二接头通过所述安装座组件与航天器的推进舱结构环框连接，以实现所述支撑外环与航天器的推进舱结构环框的连接。

2.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述第一加强杆、第二加强杆和第三加强杆采用T字形桁条型材。

3.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述隔热屏组件在所述框架结构外侧沿所述倒圆台框架结构一内表面和圆台框架结构二外表面形成完整包覆。

4.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，第一弧条、第二弧条和第三弧条均采用厂字形桁条型材。

5.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述隔热板组件由若干铝合金薄壁板拼接而成，拼接处设置有主发动机喷管安装孔。

6.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述隔热屏组件采用多片薄壁金属板层叠而成。

7.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述安装座组件包括若干安装板隔热垫块，每个所述第二接头分别通过一安装板隔热垫块与所述安装座组件隔热连接，所述安装座组件与航天器的推进舱结构环框连接。

8.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述辅助支撑杆组件包括若干连杆、若干第三接头和若干连杆支座，所述连杆的数量和连杆支座的数量相同，所述第三接头的数量为所述连杆数量的2倍，每根所述连杆两端固定连接有所述第三接头，每根连杆一端的所述第三接头通过一所述连杆支座与航天器的推进舱上的推进模块连接，另一端的所述第三接头与一所述第一接头连接。

9.根据权利要求8所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述辅助支撑杆组件还包括若干连杆支座隔热垫块，每个所述连杆支座与航天器的推进舱上的推进模块之间通过一所述连杆支座隔热垫块隔热连接。

10.一种航天器，其特征在于，包括如权利要求1-9任一所述的航天器尾焰防护隔热装置。