[发明专利]能够适应多种气压环境的热防护装置及其成型方法与设计方法

权利要求书

1.能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，其特征在于，所述热防护装置包括：耐高温隔热组件和支架(1)；所述耐高温隔热组件设置在支架(1)的内表面，所述支架(1)为耐高温隔热组件提供机械接口和支撑；

所述耐高温隔热组件包括耐高温气凝胶层(2)和封装层，所述封装层为依次包覆在所述耐高温气凝胶层(2)外表面的耐高温致密膜材料(3)、耐高温织物(4)；所述封装层和耐高温气凝胶层(2)通过耐高温纤维(5)缝制成一体；

被防护装置为发动机；

步骤1：根据发动机点火时推力室自身的散热需求以及航天器构形布局约束，确定耐高温气凝胶层(2)内壁面与发动机之间的距离，进而确定耐高温气凝胶层(2)的包络尺寸与整体构形，确定的耐高温气凝胶层(2)的整体构形为空心锥台形；

步骤2：将耐高温气凝胶层(2)外壁简化为绝热边界，并根据发动机推力室轴向温度分布，将推力室沿轴向离散为n个节点，令各节点的温度分别为T₁、T₂…T_n，各节点的面积分别为A₁、A₂…A_n，各节点的对热防护装置角系数分别为X₁、X₂…X_n；

在外壁绝热边界条件下耐高温气凝胶层(2)净换热量Φ为：

Φ＝εσ_bT⁴A-ε_fσ_b(T₁⁴A₁X₁+T₂⁴A₂X₂+…+T_n⁴A_nX_n)-σ_bT_b⁴A_bX_b＝0

式中：σ_b为斯蒂芬-玻尔兹曼常数；ε，A，T分别为耐高温气凝胶层(2)内表面红外发射率、面积和温度；ε_f为发动机推力室表面发射率；T_b，A_b，X_b分别为空心锥台下端敞口处所构建的辅助黑表面的温度、面积和对热防护装置角系数；

求解上式得到的温度T即为耐高温气凝胶层(2)热面稳态最高温度，依据该温度选择耐高温纤维(5)、耐高温气凝胶层(2)、耐高温致密膜材料(3)、耐高温织物(4)的材料；

步骤3：依据步骤(2)所确定的耐高温气凝胶层(2)热面稳态最高温度，确定耐高温气凝胶层(2)冷面温度T’；并据此对冷面建立能量平衡方程：

λ(T-T’)/δ＝ε’σ_b(T’⁴-T₀⁴)

式中：λ为耐高温气凝胶层(2)导热系数，δ为耐高温气凝胶层(2)厚度，ε’为冷面红外发射率，T₀为环境温度；

求解上式确定耐高温气凝胶层(2)的厚度；

步骤4：对耐高温隔热组件所用材料物理特性参数进行实测，所述物理特性包括耐温性、导热系数、比热容、密度；建立热分析模型仿真分析，计算发动机点火前后热防护装置自身及周围结构和设备的温升情况，对耐高温隔热组件的热防护设计效果进行验证。

2.如权利要求1所述的能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，其特征在于：所述耐高温气凝胶层(2)为莫来石纤维毡作增强基体的复合气凝胶隔热材料。

3.如权利要求1所述的能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，其特征在于：所述耐高温致密膜材料(3)采用石墨纸。

4.如权利要求1所述的能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，其特征在于：所述耐高温织物(4)采用莫来石布。

5.如权利要求1所述的能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，其特征在于：所述耐高温纤维(5)采用莫来石纤维纱。