[发明专利]一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶

说明书

本发明涉及一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶，该热防护结构包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n‑1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n‑1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝kρ_nλ_mli/h_mli；本发明热防护结构既保证气瓶满足控温要求，又保证了防热材料设计质量，有效减轻重量，节约产品成本。

技术领域

本发明涉及一种空间飞行器的气瓶热防护设计方法，特别是涉及一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶，属于飞行器热防护技术领域。

背景技术

传统运载火箭热防护设计方法是采取低热扩散率的防热材料(如玻璃钢)，通过降低高温向被防护对象的传播速度，确保被防护对象在规定时间范围内不超过所要求的温度上限。卫星等航天器的热防护设计方法是采取由低发射率的反射层和低导热率的间隔层交替组合而成的耐高温多层隔热组件，利用屏面的层层反射对辐射热流形成很高的热阻，降低到达被保护对象的热流，使其温度满足要求，但耐高温多层隔热组件的反射层通常为镍箔或不锈钢箔，会造成航天器重量和成本的增加。

作为上面级的辅助动力系统，姿控发动机系统主要完成上面级整个飞行阶段的姿态控制、推进剂沉底和末速修正，相对传统运载火箭和一般卫星姿控发动机系统，具有工作时间长，起动次数多的特点。某型上面级气瓶位置靠近姿控发动机，在姿控发动机工作期间，其羽流对流换热和辐射加热使气瓶热环境非常恶劣；同时，在姿控发动机不工作期间，气瓶还受到空间冷黑环境的影响。气瓶温度过高可能影响其安全性，气瓶温度过低则影响其增压能力，而现有运载火箭、卫星热防护技术一般仅满足一种热防护需求。为防止气瓶温度过高或过低影响其正常工作，必须开发一种针对上面级姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护设计方法，指导热防护结构的热设计。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，填补现有技术空缺，该结构既适用于上面级姿控发动机大羽流影响，又适应于长时间在轨冷黑空间环境影响的气瓶热防护，确保气瓶温度满足控温需求。

本发明的另外一个目的在于提供一种采用上述气瓶热防护结构的气瓶。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n-1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n-1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：

n＝kρ_nλ_mli/h_mli

其中：h_mli为多层隔热组件的当量换热系数，λ_mli为多层隔热组件的当量导热系数，ρ_n为多层隔热组件的层密度，k为修正系数。

在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述多层隔热组件的当量换热系数h_mli通过如下公式确定：