[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

说明书

本发明提供一种能够适应多种气压环境的热防护装置，能够适应不同的气压环境，保障在天体大气环境下大推力发动机长时点火时航天器本体的安全。该热防护装置包括：耐高温隔热组件和支架；其中耐高温隔热组件设置在支架的内表面，支架为耐高温隔热组件提供机械接口和支撑；耐高温隔热组件包括耐高温气凝胶层和封装层，封装层为依次包覆在耐高温气凝胶层外表面的耐高温致密膜材料、耐高温织物；封装层和耐高温气凝胶层通过耐高温纤维缝制成一体。此外，本发明还提供上述热防护装置的成型方法和设计方法。

技术领域

本发明涉及一种热防护装置，具体涉及一种适应多种气压环境下的热防护装置，属于航天器热控技术领域。

背景技术

为了探索宇宙未知领域，人类向地球以外的空间发射深空探测器，包括对地外天体进行环绕探测与着陆巡视探测的探测器。在行星探测过程中，大推力发动机长时点火进行动力减速是其关键环节。在大推力发动机工作过程中，采取合适的热防护措施来隔离发动机高温、防护探测器本体，对保证深空探测器的安全至关重要。

对于类似月球的天体，其本身没有大气层，通常采用多级热辐射反射结构进行发动机热防护，效果良好、技术成熟；但对于表面存在大气环境的天体如火星、木星，多级热辐射反射结构的隔热性能受到环境气体导热和对流的影响而显著衰退，特别是在地外天体动力下降过程中大推力发动机点火，大气环境使其防护效果下降、无法保障探测器本体结构与设备的温度满足要求，必须设计一种能够同时适应真空与天体大气环境的发动机热防护装置。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种能够适应多种气压环境的热防护装置，能够适应不同的气压环境，保障在天体大气环境下大推力发动机长时点火时航天器本体的安全。

所述的能够适应多种气压环境的热防护装置包括：耐高温隔热组件和支架；所述耐高温隔热组件设置在支架的内表面，所述支架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和封装层，所述封装层为依次包覆在所述耐高温气凝胶层外表面的耐高温致密膜材料耐高温织物；所述封装层和耐高温气凝胶层通过耐高温纤维缝制成一体。

作为本发明的一种优选方式，所述耐高温气凝胶层为莫来石纤维毡作增强基体的复合气凝胶隔热材料。

作为本发明的一种优选方式，所述耐高温致密膜材料采用石墨纸。

作为本发明的一种优选方式，所述耐高温织物采用莫来石布。

作为本发明的一种优选方式，所述耐高温纤维采用莫来石纤维纱。

作为本发明的一种优选方式，所述耐高温隔热组件采用耐高温硅橡胶粘接在所述支架内表面。

作为本发明的一种优选方式，所述热防护装置的内型面与被防护面的型面一致。

此外，本发明提供上述能够适应多种气压环境的热防护装置的成型方法：

步骤1：根据被防护面的构形尺寸对耐高温气凝胶层进行加工成型，然后在耐高温气凝胶层厚度方向上开设穿线孔；

步骤2：依次在耐高温气凝胶层外表面包覆耐高温致密膜材料、耐高温织物，形成封装层；

步骤3：使用耐高温纤维将封装层与耐高温气凝胶层缝制在一起，形成耐高温隔热组件；

步骤4：使用耐高温硅橡胶将耐高温隔热组件粘接在支架的内表面，形成热防护装置。

进一步的，本发明还提供了上述能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，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内壁面与发动机之间的距离，进而确定耐高温气凝胶层的包络尺寸与整体构形，确定的耐高温气凝胶层的整体构形为空心锥台形；