单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构制造技术

本发明专利技术公开了单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，包括烧蚀防热层、热疏解结构层和承力隔热层，所述烧蚀防热层、热疏解结构层和承力隔热层均为实体结构，采用机械连接配合胶接的方式进行组合固定安装，所述烧蚀防热层位于舱板最外层，朝向外部热环境，所述烧蚀防热层由耐烧蚀复合材料制成。本发明专利技术中，使得结构内部热量快速消化能力增强，该结构通过增加一层热量疏解铺层，使得烧蚀层的热量集中区域能量快速均匀扩散开来，使得结构整体平均温度下降并减少热应力集中，与现有的防热结构相比，本申请的结构能够更加快速地疏解结构一端热量高度集中的问题，可以减轻最外部防热层的负荷和厚度。负荷和厚度。负荷和厚度。

【技术实现步骤摘要】
单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构


[0001]本专利技术涉及热防护结构
，尤其涉及单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构。

技术介绍

[0002]近年来，深空探测与空间攻防已成为世界范围内各航天大国关注的重点。其中，航天器返回舱的热防护、攻防激光武器与细碎擦伤导致的高热能量疏解问题在当前和未来一直是航天器保障中的一个重要内容。舱体再入大气层，攻防中可能出现的细碎擦伤等过程中，航天器(或局部)将经历非常剧烈的热流变化，因此快速响应的热量疏解能力就成为任务可靠性达成的必要基础条件。
[0003]目前的航天器热防护结构一般由外烧蚀层和承力隔热层组成，通过热防护材料的热解、烧蚀等效应吸收或带走热量，防热层与承力结构层通过胶接、螺接等形式拼接固定。实际情况中，再入或攻防擦伤所经历的短时热流变化非常剧烈，容易出现局部热量过度集中的情况。因此，发展具有良好防/隔热性能以及具有快速响应热量疏解能力的热防护结构就成为任务可靠性达成的必要基础条件。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于：为了解决上述问题，使得结构内部热量快速消化能力增强。该结构通过增加一层热量疏解铺层，使得烧蚀层的热量集中区域能量快速均匀扩散开来，使得结构整体平均温度下降并减少热应力集中，从而提出应对单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术采用了如下技术方案：
[0006]单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，包括烧蚀防热层、热疏解结构层和承力隔热层，所述烧蚀防热层、热疏解结构层和承力隔热层均为实体结构，采用机械连接配合胶接的方式进行组合固定安装。
[0007]优选地，所述烧蚀防热层位于舱板最外层，朝向外部热环境，所述烧蚀防热层由耐烧蚀复合材料制成。
[0008]优选地，所述热疏解结构层为中间夹层，由高热导率材料配合轻质低密度材料制成。
[0009]优选地，所述承力隔热层位于最内层，朝向被保护舱内结构，由蜂窝材料制成，起到力学支撑作用。
[0010]优选地，所述机械连接采用耐高温非金属螺钉连接方式。
[0011]优选地，所述热疏解结构层材料按照优化设计给出布设结果，所述优化设计流程，包括以下步骤：
[0012]S1、建立结构模型，并确定换热结构设计区域；
[0013]S2、设定区域导热属性，确定热传导计算式，设定定义域的边界条件，并添加设计
区域内的约束条件，即区域内最大温差约束和两种材料体积分数；
[0014]S3、设立目标函数，即温度场达到稳态时区域内平均最低，且区域内最大温差最小，并给出其数学模型；
[0015]S4、确定控制方程，即稳态温度平衡方程；
[0016]S5、在定义域内对设计区域和非设计区域分别划分不同密度的网格；
[0017]S6、将单元热导率作为设计变量，设置设计区域内单元的初始热导率；
[0018]S7、进行区域内热流密度计算；
[0019]S8、判别单元效能；
[0020]S9、将高效能单元区域材料更替为高热导率材料；
[0021]S10、在设计区域内对设计变量进行迭代计算，至目标函数收敛；
[0022]S11、给出平衡温度场分布；
[0023]S12、输出材料分布优化形状计算结果。
[0024]综上所述，由于采用了上述技术方案，本专利技术的有益效果是：
[0025]1、本申请使得结构内部热量快速消化能力增强，该结构通过增加一层热量疏解铺层，使得烧蚀层的热量集中区域能量快速均匀扩散开来，使得结构整体平均温度下降并减少热应力集中，与现有的防热结构相比，本申请的结构能够更加快速地疏解结构一端热量高度集中的问题，可以减轻最外部防热层的负荷和厚度。
附图说明
[0026]图1示出了根据本专利技术实施例提供的单端热量集中的热疏解优化热防护舱板烧蚀防热层透视图；
[0027]图2示出了根据本专利技术实施例提供的热疏解结构层透视图；
[0028]图3示出了根据本专利技术实施例提供的承力隔热层透视图；
[0029]图4示出了图1
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图3中热防护舱板a向视图；
[0030]图5示出了图1
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图3中热防护舱板b/c向视图；
[0031]图6示出了图1
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图3中热防护舱板d向视图；
[0032]图7示出了图2中热防护舱板e剖面的b向视图；
[0033]图8示出了热疏解结构材料优化设计流程图。
[0034]图例说明：
[0035]1、烧蚀防热层；2、热疏解结构层；3、承力隔热层。
具体实施方式
[0036]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0037]请参阅图1
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8，本专利技术提供一种技术方案：
[0038]单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，包括烧蚀防热层1、热疏解结构层2和承力隔热层3，烧蚀防热层1、热疏解结构层2和承力隔热层3均为实体结构，采用机械连接
配合胶接的方式进行组合固定安装，机械连接采用耐高温非金属螺钉连接方式；各层之间采用SiC螺钉进行连接并辅以固化硅胶胶接。
[0039]具体的，如图1
‑
7所示，烧蚀防热层1位于舱板最外层，朝向外部热环境，用于提供防热边界，烧蚀防热层1由耐烧蚀复合材料制成；
[0040]烧蚀防热层1通过材料自身的物理过程以及与环境气体间的化学反应等实现高效的防热作用，避免热量直接进入舱壁内部，保护内部结构温度相对稳定(或缓慢小幅升高)，该层选用C/C
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SiC材料(采用CVI+PIC对炭纤维针刺预制体进行浸渍炭化增密制备C/C多孔体，LSI反应熔渗工艺对C/C多孔体进行硅化得到C/C
‑
SiC)完成该层的制造，厚度例如为3mm；
[0041]热疏解结构层2为中间夹层，由高热导率材料配合轻质低密度材料制成，起到局部热量快速疏解扩散的作用，图中，d方向为热量集中的一端，a方向为远离热源的一端；热疏解结构层2担当热量快速疏解、减小区域内温差、降低区域内平均温度的作用；
[0042]承力隔热层3位于最内层，朝向被保护舱内结构，起到舱体空间结构支撑作用，由蜂窝材料制成，起到力学支撑作用；
[0043]承力隔热层3担当舱板构形固定、承力和隔热的作用。例如在碎片撞击场景下，飞行器舱板需要承受不断增大或瞬时的内外部压力差，同时还要尽量阻断摩擦所造成的由动能所转化而来的热量向舱内空间的传递。材料通过增厚的方式强化其力/热承载能力的方式对航天器减重非常不利，而蜂窝结构具有极佳的力学特性和超轻结构特征，因此，采用酚醛泡沫填充封闭六边形玻本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，其特征在于，包括烧蚀防热层（1）、热疏解结构层（2）和承力隔热层（3），所述烧蚀防热层（1）、热疏解结构层（2）和承力隔热层（3）均为实体结构，采用机械连接配合胶接的方式进行组合固定安装。2.根据权利要求1所述的单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，其特征在于，所述烧蚀防热层（1）位于舱板最外层，朝向外部热环境，所述烧蚀防热层（1）由耐烧蚀复合材料制成。3.根据权利要求2所述的单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，其特征在于，所述热疏解结构层（2）为中间夹层，由高热导率材料配合轻质低密度材料制成。4.根据权利要求3所述的单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，其特征在于，所述承力隔热层（3）位于最内层，朝向被保护舱内结构，由蜂窝材料制成，起到力学支撑作用。5.根据权利要求4所述的单端热量集中的热疏解优化热防护舱板结构，其特征在于，所述机械连接采用耐高温非金属螺钉连接方式。...

【专利技术属性】
技术研发人员：翟睿琼，李西园，于钱，樊彦艳，
申请(专利权)人：北京卫星环境工程研究所，
类型：发明
国别省市：