【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...
【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...
【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
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