一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶制造技术

本发明专利技术涉及一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶，该热防护结构包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n‑1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n‑1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝kρnλmli/hmli；本发明专利技术热防护结构既保证气瓶满足控温要求，又保证了防热材料设计质量，有效减轻重量，节约产品成本。

【技术实现步骤摘要】
一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶
本专利技术涉及一种空间飞行器的气瓶热防护设计方法，特别是涉及一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构及气瓶，属于飞行器热防护

技术介绍
传统运载火箭热防护设计方法是采取低热扩散率的防热材料(如玻璃钢)，通过降低高温向被防护对象的传播速度，确保被防护对象在规定时间范围内不超过所要求的温度上限。卫星等航天器的热防护设计方法是采取由低发射率的反射层和低导热率的间隔层交替组合而成的耐高温多层隔热组件，利用屏面的层层反射对辐射热流形成很高的热阻，降低到达被保护对象的热流，使其温度满足要求，但耐高温多层隔热组件的反射层通常为镍箔或不锈钢箔，会造成航天器重量和成本的增加。作为上面级的辅助动力系统，姿控发动机系统主要完成上面级整个飞行阶段的姿态控制、推进剂沉底和末速修正，相对传统运载火箭和一般卫星姿控发动机系统，具有工作时间长，起动次数多的特点。某型上面级气瓶位置靠近姿控发动机，在姿控发动机工作期间，其羽流对流换热和辐射加热使气瓶热环境非常恶劣；同时，在姿控发动机不工作期间，气瓶还受到空间冷黑环境的影响。气瓶温度过高可能影响其安全性，气瓶温度过低则影响其增压能力，而现有运载火箭、卫星热防护技术一般仅满足一种热防护需求。为防止气瓶温度过高或过低影响其正常工作，必须开发一种针对上面级姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护设计方法，指导热防护结构的热设计。
技术实现思路
本专利技术的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，填补现有技术空缺，该结构既适用于上面级姿控发动机大羽流影响，又适应于长时间在轨冷黑空间环境影响的气瓶热防护，确保气瓶温度满足控温需求。本专利技术的另外一个目的在于提供一种采用上述气瓶热防护结构的气瓶。本专利技术的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n-1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n-1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝kρnλmli/hmli其中：hmli为多层隔热组件的当量换热系数，λmli为多层隔热组件的当量导热系数，ρn为多层隔热组件的层密度，k为修正系数。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述多层隔热组件的当量换热系数hmli通过如下公式确定：其中：TH为多层隔热组件的热面温度，TC多层隔热组件的冷面温度，Amli为多层隔热组件的表面积，Qmli为通过多层隔热组件的热流。且多层隔热组件冷面温度TC满足如下条件：其中：表示取与Tp的最小值；C为气瓶组件的热容，Ap为气瓶组件的受热面积，hp为气瓶组件的当量换热系数，t为受热时间，ΔT为气瓶组件的最大温升限制，T0为气瓶组件的初始温度，Tp为气瓶组件的温度要求。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述修正系数k的取值为1.2-1.6。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述包覆在气瓶的圆柱段表面的柔性防热层的厚度为8-10mm，所述包覆在气瓶两端的半球体表面的柔性防热层的厚度为3-5mm。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述柔性防热层为石英玻璃纤维棉和石英玻璃纤维布的组合结构，由内、外表面的石英玻璃纤维布将石英玻璃纤维棉夹在其中缝制得到。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述包覆在气瓶的圆柱段表面的柔性防热层为部分包覆，在气瓶圆柱段表面受到姿控发动机大羽流影响的区域包覆柔性防热层。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述包覆柔性防热层的气瓶圆柱段的部分表面为半圆柱表面。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述反射层的厚度为20-30μm，隔离层厚度为30-50μm，外包覆层厚度为20-30μm。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述反射层为双面镀铝聚酰亚胺薄膜，隔离层为玻璃纤维布，外包覆层为单面镀铝聚酰亚胺薄膜二次表面镜。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述多层隔热组件为中温多层隔热组件，耐受温度不超过400℃。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述多层隔热组件包覆在气瓶圆柱段外表面，采用尼龙搭扣进行搭接固定；所述包覆在气瓶两端半球体表面的柔性防热层与包覆在气瓶圆柱段的柔性防热层缝制成整体，通过包覆在气瓶圆柱段的柔性防热层两侧各缝制的石英玻璃纤维带进行捆绑固定，确保气瓶朝向空间受到姿控发动机大羽流影响的半圆柱面完全包覆。在上述针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构中，所述柔性防热层的导热系数不大于0.04W/m·K；所述多层隔热组件的当量导热系数不大于10-4W/m·K。一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶，采用上述气瓶热防护结构进行热防护。本专利技术与现有技术相比具有如下有益效果：(1)、本专利技术针对姿控发动机大羽流影响开展气瓶热防护设计，通过“分段设计、一体安装”的热设计方法，采用“柔性防热层+中温多层隔热组件”的组合防热结构，既保证气瓶满足控温要求，又保证了防热材料设计质量，有效减轻重量，节约产品成本。(2)、本专利技术通过理论研究结合大量试验给出了多层隔热组件中反射层和隔离层的单元数的确定方法，同时给出了多层隔热组件冷面温度TC的取值要求，确保了中温多层隔热组件热设计的性能达到最优。(3)、本专利技术通过合理设计给出了多层隔热组件反射层、隔离层、外包覆层，以及柔性防热层的材料选择以及厚度取值，进一步提高了热防护结构的防热性能，并达到减重目的。(4)、本专利技术对柔性防热层进行分段设计、整体缝制以及一体化安装，在减重降成本的基础上安装方便，可操作性强。附图说明图1为本专利技术气瓶热防护结构示意图；1-圆柱段柔性防热层，2-上半球段柔性防热层，3-下半球段柔性防热层，4-多层隔热组件；图2为本专利技术多层隔热组件外形图；图3为本专利技术为柔性防热层外形图；图3a为圆柱段柔性防热层，图3b为上半球段柔性防热层，图3c为下半球段柔性防热层；图4为本专利技术气瓶热设计模型；图5为本专利技术柔性防热层设计流程图；图6为本专利技术多层隔热组件设计流程图。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步详细的描述：如图1所示为本专利技术气瓶热防护结构示意图，由图可知本专利技术气瓶热防护结构包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面。如图1所示为圆柱段柔性防热层1，上半球段柔性防热层2，下半球段柔性防热层3以及多层隔热组件4。多层隔热组件包括n个反射层、n-1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n-1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，其特征在于：包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n‑1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n‑1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝kρnλmli/hmli其中：hmli为多层隔热组件的当量换热系数，λmli为多层隔热组件的当量导热系数，ρn为多层隔热组件的层密度，k为修正系数。

【技术特征摘要】
1.一种针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，其特征在于：包括柔性防热层和多层隔热组件，其中多层隔热组件包覆在气瓶的圆柱段表面，柔性防热层包覆在气瓶两端的半球体表面，以及气瓶的圆柱段中多层隔热组件的表面；所述多层隔热组件包括n个反射层、n-1个隔离层和1个外包覆层，其中n个反射层与n-1个隔离层交替排布，最内层与最外层均为反射层，且最内层的反射层与气瓶圆柱段外表面接触，最外层的反射层与外包覆层接触，外包覆层与所述柔性防热层接触，n为正整数，且满足如下关系式：n＝kρnλmli/hmli其中：hmli为多层隔热组件的当量换热系数，λmli为多层隔热组件的当量导热系数，ρn为多层隔热组件的层密度，k为修正系数。2.根据权利要求1所述的针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，其特征在于：所述多层隔热组件的当量换热系数hmli通过如下公式确定：其中：TH为多层隔热组件的热面温度，TC多层隔热组件的冷面温度，Amli为多层隔热组件的表面积，Qmli为通过多层隔热组件的热流。且多层隔热组件冷面温度TC满足如下条件：其中：表示取与Tp的最小值；C为气瓶组件的热容，Ap为气瓶组件的受热面积，hp为气瓶组件的当量换热系数，t为受热时间，ΔT为气瓶组件的最大温升限制，T0为气瓶组件的初始温度，Tp为气瓶组件的温度要求。3.根据权利要求1所述的针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，其特征在于：所述修正系数k的取值为1.2-1.6。4.根据权利要求1所述的针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，其特征在于：所述包覆在气瓶的圆柱段表面的柔性防热层的厚度为8-10mm，所述包覆在气瓶两端的半球体表面的柔性防热层的厚度为3-5mm。5.根据权利要求1-4之一所述的针对姿控发动机大羽流影响的气瓶热防护结构，其特征在于：所述柔性防热层为石英玻璃纤维棉...

【专利技术属性】
技术研发人员：邓婉，朱尚龙，李德富，戚峰，王瑾，刘小旭，陈益，安雪岩，
申请(专利权)人：北京宇航系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11