[发明专利]适用于航天器发动机的隔热结构

说明书

本发明提供了一种适用于航天器发动机的隔热结构，包括发动机支架、隔热垫片组件、转接板以及多层隔热组件，所述发动机支架的后端安装在发动机所具有的喷注器上，所述发动机支架的前端通过隔热垫片组件连接所述转接板，所述转接板与发动机所具有的集合器连接，所述多层隔热组件安装在集合器上，本发明将发动机支架设计为刚架式结构，增加非金属隔热垫片并设置多层隔热组件，使得喷注器到集合器的热阻增加了5倍以上，提高了隔热能力，降低了发动机热返浸影响，实现了发动机支架与集合器金属结构的隔离，解决了发动机热返浸过程集合器温度过高的难题，大大提高了发动机的工作性能。

技术领域

本发明涉及航天器推进系统用的发动机领域，具体地，涉及一种适用于航天器发动机的隔热结构，具体地，是一种应用于航天器单组元发动机的隔热结构，尤其是涉及一种无毒单组元发动机减小热返浸影响的隔热结构。

背景技术

随着环境保护的要求、人员健康的需求和航天技术的发展，绿色无毒发动机的应用需求在航天领域日益迫切。国内外正在研制各种无毒单元发动机，如硝酸羟胺(HAN)基发动机、二硝酰胺铵(ADN)基发动机等。无毒发动机采用的推进剂，具有无毒、无污染、低冰点、密度大、比冲高的优点。但是相比传统肼类发动机(催化床温度低于1000℃)，无毒发动机所用推进剂燃烧温度普遍较高，超过1200℃。

同时无毒发动机启动温度为120℃以上，为满足发动机工作前的保温以及点火过程中周围组件的防热需求，通常在发动机催化床外包覆耐高温防热材料。发动机工作后，在防热包覆影响下，催化床朝外界空间散热减少，经由喷注器传递到集合器的热量大幅度提升，尤其是喷注器对集合器的热辐射影响增加更为显著。最终将使得集合器温度超温，影响发动机可靠工作。

现有技术中如专利CN106134388B和CN104153914B，发动机均采用传统“鸟笼型”的不锈钢支架，虽可以满足发动机结构强度，但是支架的热阻较小，且对喷注器的热辐射影响没有隔离措施，整体隔热能力已不能满足发动机长时间热返浸隔热的需求，尤其是对于较大推力的发动机，催化床热容更大，采取防热包覆后，热返浸影响更为恶劣，若依然采用原鸟笼型支架，热返浸后集合器温度将超过150℃，推进剂会提前在集合器内热分解，会严重影响发动机的正常工作。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于航天器发动机的隔热结构。

根据本发明提供的一种适用于航天器发动机的隔热结构，包括发动机支架、隔热垫片组件、转接板以及多层隔热组件；

所述发动机支架的后端安装在发动机所具有的喷注器上；

所述发动机支架的前端通过隔热垫片组件连接所述转接板；

所述转接板与发动机所具有的集合器连接，所述多层隔热组件安装在集合器上。

优选地，所述隔热垫片组件包括第一隔热垫片以及第二隔热垫片；

所述第一隔热垫片安装在第二隔热垫片上。

优选地，所述第一隔热垫片采用聚酰亚胺制作。

优选地，所述第二隔热垫片采用聚酰亚胺制作。

优选地，所述多层隔热组件为环形结构。

优选地，所述多层隔热组件包括十层双面镀铝聚酰亚胺薄膜以及不锈钢固定箔；

所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜按图样裁剪后，采用单面带胶镀铝薄膜进行封边处理，所述不锈钢固定箔线切割成形；

十层所述双面镀铝聚酰亚胺薄膜通过手工揉皱后通过阻燃线缝制在一起安装在集合器的端面上后再压装一层不锈钢固定箔。

优选地，通过不锈钢焊片将多层隔热组件点焊固定在集合器上，所述多层隔热组件的内圈点焊4～6片不锈钢焊片，所述多层隔热组件的外圈点焊6～8片不锈钢焊片。