[发明专利]运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件

说明书

本发明公开了一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，设置在所述航天器舱壁外部，包括沿远离所述航天器舱壁方向依次排布的若干薄膜层；所述薄膜层上开设有若干放气孔；任意两层薄膜层中，相对靠近航天器舱壁的薄膜层上的所有放气孔的总开孔面积，小于或等于，相对远离航天器舱壁的薄膜层上的所有放气孔的总开孔面积；本发明具有不增重、几乎不改变隔热性能、明显降低多层隔热组件受到的气流力等显著优点，可以显著降低多层隔热组件在发射主动段发生破损、翘起或脱落的可能性。

技术领域

本发明属于航天技术领域，具体来说，本发明主要涉及一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件。

背景技术

航天器运载发射主动段指运载航天器的火箭发动机连续工作的时段。航天器发射主动段的一个典型特点是，火箭整流罩内的气压迅速下降，气压可在200秒以内从发射场地面大气压下降到接近真空。因此，火箭整流罩内的航天器在发射主动段内处于一种特殊的快速泄压环境。

多层隔热组件具备质量轻、辐射隔热性能强的特点，可显著减少航天器产品与周围环境之间的辐射换热，是航天器最常用的被动热控产品之一。多层隔热组件在航天器表面的应用非常广泛且用量很大，以我国某系列通信卫星为例，星本体表面约60％区域被多层隔热组件包覆。多层隔热组件一般由n层间隔层与n+1层薄膜交替组成，并用缝合材料缝制为一体，这里的薄膜包括最外层的面膜和内层的n个反射屏。1层间隔层和1层反射屏常被称为1个单位，航天器多层隔热组件通常包括5到30个单元。

在火箭发射主动段，由于航天器外部(整流罩内)气压快速下降，多层隔热组件内部的气体会迅速向外排放，被多层隔热组件包覆的航天器舱内的气体也会通过舱板上的孔洞向外排放，并通过多层隔热组件排放到舱外，航天器内外形成巨大的压力差(压差高达上万帕)。因此在主动段气压急速下降时多层隔热组件会鼓胀，并像波浪一样起伏，使得固定多层隔热组件的铆钉、尼龙搭扣等的拉拔力可达上百牛，星表多层易出现破损、翘起或脱落现象。2008年欧空局发射的ATV(Automated Transfer Vehicle)货运飞船外表面多层隔热组件发生了鼓胀和脱离。我国某卫星通过安装在舱外的相机也发现星表多层隔热组件掀起。

航天器多层隔热组件破损不仅影响航天器热控，还可能影响星表光学设备成像、以及星表等电位控制，造成多方面的不良影响。综上所述，改进多层隔热组件的设计，避免在发射主动段破损，对航天器可靠完成既定任务非常重要。

发明内容

本申请的目的是针对以上问题，提供一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，且不增加多层隔热组件的重量。

本发明采用了如下的技术方案：

一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，设置在所述航天器舱壁外部，包括n层间隔层和n+1层薄膜层；所述薄膜层包括1层面膜层和n层反射屏；n层所述反射屏和n层所述间隔层依次交替设置形成内层结构；其中，n为大于2的任意自然数；所述面膜层包覆在所述内层结构的外部；所述反射屏、所述间隔层以及所述面膜层由缝合材料缝合形成多层结构；

所述薄膜层上开设有若干放气孔；任意两层所述薄膜层中，相对靠近所述航天器舱壁的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积，小于或等于，相对远离所述航天器舱壁的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积。

根据本申请某些实施例提供的技术方案，沿远离所述航天器舱壁的方向，各所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积逐层线性递增。

根据本申请某些实施例提供的技术方案，沿远离所述航天器舱壁的方向，各所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积逐层抛物线递增。

根据本申请某些实施例提供的技术方案，位于最外层的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积、和位于次外层的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积相等，且大于其余各层所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积。