一种面向航天器的防护-热控一体化结构制造技术

本发明专利技术属于航天器技术领域，具体涉及一种面向航天器的防护‑热控一体化结构。所述一体化结构由被防护对象和内屏、被防护对象和外屏或被防护对象和内屏、外屏组成；所述内屏为多功能填充层结构，由外向内依次由防原子氧层、反射层、隔热层、破碎层、扩散层、防原子氧层组成；内、外表面的防原子氧层将多功能填充层的各个表面完全包覆；所述外屏为金属材质，包括防护外屏、若干组阵列分布的连接筋和流体管路，流体管路沿舱体方向设置，通过焊接筋焊接在防护外屏内侧；所述一体化结构能兼具防护和热控功能，并且在装配和拆卸过程中接机械接口可以互相独立，大大提高了结构效率，简化了结构的复杂性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术属于航天器，具体涉及一种面向航天器的防护-热控一体化结构。

技术介绍

1、航天器在轨运行中，由于空间环境的特殊性和复杂性，需要对空间环境进行适应性设计，包括空间碎片防护和航天器温度控制。对于空间碎片防护需求，通常采用简单单层防护结构或填充式防护结构：所述单层防护结构是在航天器本体结构外一定距离处增加一层金属薄板，提高航天器对空间碎片的防护能力；所述填充式防护结构是在航天器本体最外层铝防护屏与后墙之间放置一层或多层由高强度编织物组成的填充层而构成的的复合防护结构，在高风险区一般采用该种防护形式。对于航天器热控需求，一般采用辐射器结合多层的设计形式，能有效保证航天器温度控制在规定范围内。

2、但是，对于航天器来说，现有技术中的碎片防护结构和温度控制装置通常是独立设计，并且独立承担各自的功能，不具备直接将这两种结构及功能组合安装在一起的能力，需要额外设置独立的安装结构，例如专利申请cn201020624487.8所述一种在航天器上安装大直径薄壁结构的装置，才能实现这两种结构的组装；因此目前航天器为了实现空间碎片或微流星防护和温度控制这两种功本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：所述一体化结构由被防护对象和内屏、被防护对象和外屏或被防护对象和内屏、外屏组成；所述被防护对象为航天器舱体；

2.根据权利要求1所述一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：所述多功能填充层结构中，防原子氧层材料为防原子氧布，所述防氧原子布为表面覆盖有防原子氧涂层的纤维编制布；反射层材料为表面辐射率<0.05的聚酯薄膜镀铝；隔热层材料为导热系数<0.05W/(mK)的涤纶或尼龙；破碎层为弹性模量>70GPa的纤维织物；扩散层为强度>3GPa纤维织物。

3.根据权利要求2所述一种面...

【技术特征摘要】

1.一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：所述一体化结构由被防护对象和内屏、被防护对象和外屏或被防护对象和内屏、外屏组成；所述被防护对象为航天器舱体；

2.根据权利要求1所述一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：所述多功能填充层结构中，防原子氧层材料为防原子氧布，所述防氧原子布为表面覆盖有防原子氧涂层的纤维编制布；反射层材料为表面辐射率<0.05的聚酯薄膜镀铝；隔热层材料为导热系数<0.05w/(mk)的涤纶或尼龙；破碎层为弹性模量>70gpa的纤维织物；扩散层为强度>3gpa纤维织物。

3.根据权利要求2所述一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：所述内屏破碎层材料为陶瓷纤维、碳纤维或玄武岩纤维；扩散层纤维织物为芳纶纤维或碳纤维布；根据空间碎片防护需求及重量要求，破碎层纤维织物的层数为2～5层，扩散层纤维织物的层数为2～5层；所述外屏为铝合金材料；铝合金材料具有较小的密度、较高的强度、刚度及良好的导热性能，能将热量从热源处带出。

4.根据权利要求1或2所述一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：当所述一体化结构由被防护对象和内屏组成时，所述内屏通过尼龙搭扣或尼龙搭钩直接安装在航天器舱体外表面；

5.根据权利要求1或2所述一种面向航天器的防护-热控一体化结构，其特征在于：当所述一体化结构由被防护对象和内屏组成时，所述内屏通过内屏安装基座安装在航天器舱体外表面...

【专利技术属性】
技术研发人员：施丽铭，姜超，陈燕，许焕宾，张琳，常洁，韩海鹰，郑世贵，
申请(专利权)人：北京空间飞行器总体设计部，
类型：发明
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