本发明专利技术涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，其中，航天器尾焰防护隔热装置主要应用于外承力筒式构型航天器的主发动机尾焰的防护与隔热，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。本发明专利技术的航天器尾焰防护隔热装置实现了耐高温、隔热性好、质量轻等有益效果。
【技术实现步骤摘要】
一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器
本专利技术涉及航天热控装配，具体地，涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器。
技术介绍
由于变轨或轨道机动的需求，载人飞船、货运飞船、深空探测飞行器等航天器一般装备有用于轨道控制的大推力主发动机。大推力主发动机在工作时，其喷管会直接产生高温尾焰，发动机燃烧室部分结构也会辐射出高温热流。对上述高温尾焰和高温热流若不加防护，则会对航天器内部的仪器设备产生恶劣影响，易导致仪器设备受高温辐射而温度过高，降低仪器设备的可靠性和寿命。为保证航天器上的仪器设备处于一定的温度环境下可靠运行，在航天器设计中需要对航天器进行热控设计。航天器一般设置有多个舱室，对于舱内仪器设备的热控环境，需要设置一个密闭空间，使舱内仪器设备与舱外恶劣的空间环境相隔离，通过主被动热控手段，使舱内的温度环境满足仪器设备正常运行的范围要求。载人飞船、货运飞船、深空探测飞行器等航天器一般采用外承力筒构型推进舱，推进舱尾部呈敞开形式，为使航天器推进舱内的仪器设备不受主发动机高温尾焰和高温热流影响，需要设置隔热装置使推进舱形成封闭隔热空间，保证推进舱内安装的仪器设备具有良好的温度环境。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，以解决在现有技术中外承力筒构型推进舱内的仪器设备受主发动机高温尾焰和高温热流影响的技术问题。为了解决上述问题，本专利技术提供了一种航天器尾焰防护隔热装置，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，隔热屏组件覆盖安装在框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。优选地，所述框架结构包括支撑内环、支撑中环、支撑外环、若干第一加强杆、若干第二加强杆和若干第三加强杆，其中，所述支撑内环通过所述第一加强杆与所述支撑中环连接，形成一倒圆台框架结构一；所述支撑中环通过所述第二加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构一；所述支撑内环通过所述第三加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构二。所述圆台框架结构一、圆台框架结构二和倒圆台框架结构一同轴，且所述圆台框架结构二和倒圆台框架结构一处于所述圆台框架结构一的内部。优选地，所述第一加强杆、第二加强杆和第三加强杆采用T字形桁条型材。优选地，所述隔热屏组件在所述框架结构外侧沿所述倒圆台框架结构一内表面和圆台框架结构二外表面形成完整包覆。优选地，所述支撑内环由若干第一弧条组成，所述支撑中环由若干第二弧条组成，所述支撑外环由若干第三弧条组成。优选地，第一弧条、第二弧条和第三弧条均采用厂字形桁条型材。优选地，所述隔热板组件由若干铝合金薄壁板拼接而成，拼接处设置有主发动机喷管安装孔。优选地，所述隔热屏组件采用多片薄壁金属板层叠而成。优选地，所述框架结构还包括用于与航天器连接的若干第一接头和若干第二接头，所述第一接头均匀分布于所述支撑内环，所述第二接头均匀分布于所述支撑外环。优选地，还包括安装座组件，每个所述第二接头通过所述安装座组件与航天器的推进舱结构环框连接，以实现所述支撑外环与航天器的推进舱结构环框的连接。优选地，所述安装座组件包括若干安装板隔热垫块，每个所述第二接头分别通过一安装板隔热垫块与所述安装座组件隔热连接，所述安装座组件与航天器的推进舱结构环框连接。优选地，还包括辅助支撑杆组件，每个所述第一接头通过所述辅助支撑杆组件与航天器的推进舱上的推进模块连接，以实现所述支撑内环与航天器的推进舱上的推进模块的连接。优选地，所述辅助支撑杆组件包括若干连杆、若干第三接头和若干连杆支座，所述连杆的数量和连杆支座的数量相同，所述第三接头的数量为所述连杆数量的2倍，每根所述连杆两端固定连接有所述第三接头，每根连杆一端的所述第三接头通过一所述连杆支座与航天器的推进舱上的推进模块连接，另一端的所述第三接头与一所述第一接头连接。优选地，所述辅助支撑杆组件还包括若干连杆支座隔热垫块，每个所述连杆支座与航天器的推进舱上的推进模块之间通过一所述连杆支座隔热垫块隔热连接。与现有技术相比，本专利技术存在以下技术效果：1、隔热屏组件与航天器推进舱结构形成一个密闭隔热空间，可同时防护主发动机高温尾焰和高温热流。2、运用“厂”字形和“T”字形桁条型材焊接结构设计，保证了结构刚度和轻量化设计要求。3、本专利技术的航天器尾焰防护隔热装置具有耐高温、隔热性好、质量轻等有益效果。当然，实施本专利技术的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。附图说明为了更清楚地说明本专利技术实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。附图中：图1是本专利技术优选实施例的结构分解图。图2为本专利技术优选实施例框架结构的结构组成示意图。图3为本专利技术优选实施例隔热板组件的结构组成示意图。图4为本专利技术优选实施例辅助支撑杆组件的结构组成示意图。图5为本专利技术优选实施例在航天器推进舱上的安装示意图。图6为图5中I处的放大图。图7为图5中II处的放大图。具体实施方式以下将结合附图对本专利技术提供的一种航天器尾焰防护和隔热装置进行详细的描述，本实施例在以本专利技术技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本专利技术的保护范围不限于下述的实施例，本领域技术人员在不改变本专利技术精神和内容的范围内，能够对其进行修改和润色。请参考图1，一种航天器尾焰防护隔热装置，采用框架杆系式结构，包括框架结构1、隔热板组件2和隔热屏组件3。其中，框架结构1作为整个装置的支撑结构，采用焊接工艺连接成型，具备良好的整体刚度和承载能力。隔热板组件2置于框架结构1和隔热屏组件3之间，隔热屏组件3覆盖安装在框架结构1和隔热板组件2外侧，以形成一封闭阻隔层，该封闭阻隔层与航天器推进舱结构6一起组成一个封闭舱体，阻隔主发动机尾焰和高温热流。请参考图2，框架结构1包括支撑内环101、支撑中环102、支撑外环103、若干第一加强杆104、若干第二加强杆105和若干第三加强杆106，其中，支撑内环101通过第一加强杆104与支撑中环连接102，形成一倒圆台框架结构一，其中，第一加强杆104沿倒圆台框架结构一的周向均匀分布；支撑中环102通过第二加强杆105与支撑外环103连接，形成一圆台框架结构一，其中，第二加强杆105沿圆台框架结构一的周向均匀分布；支撑内环101通过第三加强杆106与支撑外环103连接，形成一圆台框架结构二，其中，第三加强杆106沿圆台框架结构二的周向均匀分布。圆台框架结构一、圆台框架结构二和倒圆台框架结构一同轴，且圆台框架结构二和倒圆台框架结构一处于圆台框架结构一的内部。作为一种实施例，本装置使用16根第一加强杆104、16根第二加强杆105和8根第三加强杆106。作为一种实施例，第一加强杆104、第二加强杆105和第三加强杆106采用T字形桁条型材。结合图1，请参考图2，隔热屏组件3在框架结构1外侧沿倒圆台框架结构一内表面和圆台框架结构二外表面形成完整包覆。作为一种实施例，支撑内环101由若干第一弧条焊接而成；支撑中环102由若干第二弧条焊接而成；支撑外环103由若干第三弧条焊接而成。优选地本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。
【技术特征摘要】
1.一种航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。2.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述框架结构包括支撑内环、支撑中环、支撑外环、若干第一加强杆、若干第二加强杆和若干第三加强杆，其中，所述支撑内环通过所述第一加强杆与所述支撑中环连接，形成一倒圆台框架结构一；所述支撑中环通过所述第二加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构一；所述支撑内环通过所述第三加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构二。所述圆台框架结构一、圆台框架结构二和倒圆台框架结构一同轴，且所述圆台框架结构二和倒圆台框架结构一处于所述圆台框架结构一的内部。3.如权利要求2所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述第一加强杆、第二加强杆和第三加强杆采用T字形桁条型材。4.如权利要求2所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述隔热屏组件在所述框架结构外侧沿所述倒圆台框架结构一内表面和圆台框架结构二外表面形成完整包覆。5.如权利要求2所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述支撑内环由若干第一弧条组成，所述支撑中环由若干第二弧条组成，所述支撑外环由若干第三弧条组成。6.如权利要求5所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，第一弧条、第二弧条和第三弧条均采用厂字形桁条型材。7.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述隔热板组件由若干铝合金薄壁板拼接而成，拼接处设置有主发动机喷管安装孔。8.如权利要求1所述的航天器尾焰防护隔热装置，其特征在于，所述隔热屏...
【专利技术属性】
技术研发人员：朱俊杰，冯宇，李江道，李立春，孙小珠，李传吟，朱磊，欧阳文，吴金花，常世杰，段君毅，徐磊，洪亚军，瞿水群，常立平，原潇，
申请(专利权)人：上海宇航系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31
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