一种适用于地外天体起飞的航天器羽流导流装置的制作方法

本发明属于技术领域，具体涉及一种适用于地外天体起飞的航天器羽流导流装置。

背景技术：

运载或导弹发射时产生的大量高速、高温燃气流对发射平台设备、发射装置和初始发射精度等都将产生程度不同的影响，主要包括力矩扰动和热蚀等影响。这与地外天体起飞航天器月面起飞发动机羽流导流面临的问题类似，两者主要的差异在于地外天体环境与地面环境的不同，尤其是地外天体的真空环境和地球大气环境对发动机羽流导流的影响差别非常大。

上升级主发动机在上升级和起飞平台构成的狭小空间内点火后，由于起飞平台上顶面对上升级主发动机羽流的“阻挡”，将有部分羽流被“反弹”到上升级。因此，上升级主发动机羽流将对上升级和起飞平台都产生力/力矩效应和热蚀效应，其主要影响表现为：

狭小空间内点火后，上升级主发动机将短时处于非自由流态的工作环境；

上升级主发动机羽流对上升级和起飞平台产生扰动力/力矩，影响起飞稳定性；

上升级主发动机羽流对起飞平台上表面和上升级下底面(含贮箱)产生短时、高热流环境。

通过合理设计地外天体起飞航天器导流装置，减少上述影响对上升级地外天体起飞上升任务的影响，确保工程上可接受，是地外天体起飞任务的关键环节之一。地外天体起飞航天器导流装置设计的主要技术难点包括：可供发动机羽流导流设计使用的质量资源非常有限；受上升级和起飞平台之间过渡空间所限，发动机羽流的排导空间相对有限。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明的目的是提供一种适用于地外天体起飞的航天器羽流导流装置，可以大大减小上升级主发动机羽流将对上升级和起飞平台产生的热蚀效应。

一种适用于地外天体起飞的航天器羽流导流装置，安装在起飞平台(10)的上升级主发动机正下方，包括防热蒙皮(1)和增强框架；

防热蒙皮(1)为圆锥形，锥角为140度；采用碳纤维材料；

增强框架包括横向加强框(4)和纵向加强梁(5)；横向加强框(4)为多个直径不同的圆形框架，固定在防热蒙皮(1)的内表面，各横向加强框(4)的圆心过导流装置顶点；纵向加强梁(5)为多个沿导流装置的椎体母线、并均匀分布的平直框架。

较佳的，增强框架采用碳纤维材料。

较佳的，增强框架与防热蒙皮(1)之间采用胶粘固定的方式。

较佳的，防热蒙皮(1)的边缘设置一圈安装面(2)，安装面(2)上加工有安装接口(3)，每个安装接口(3)上方为沉孔，螺钉(8)从沉孔进入，穿过安装接口(3)后与起飞平台(10)连接。

较佳的，所述安装接口(3)有12处，均布在安装面(2)的圆周上。

较佳的，螺钉(8)上方安装防热螺塞(6)，并涂覆硅橡胶(7)。

较佳的，所述羽流导流装置高度不高于180mm，水平包络不大于1000mm。

较佳的，所述羽流导流装置重量小于3公斤。

本发明具有如下有益效果：

本发明的一种适用于地外天体起飞的航天器羽流导流装置，在上升级主发动机正下方的起飞平台上设计圆锥形导流装置，可以避免羽流喷射到起飞平台后被其反弹到发动机，从而保护发动机及起飞平台的热蚀；防热蒙皮材料采用高模量碳纤维材料，能够阻挡高温气流的侵入，达到防热效果；防热蒙皮下方设置增强框架，使防热蒙皮1具有足够的刚度和强度抵抗羽流的冲击；在起飞平台上增加羽流导流装置后，大量的发动机气动离子经羽流导流装置的导向四周，大大降低了对上升级的作用，从而提升了起飞稳定性。

附图说明

图1为羽流导流装置型面的示意图；

图2为羽流导流装置的增强框架的结构图；

图3为羽流导流装置安装接口示意图；

图4(a)未安装导流装置时羽流场；

图4(b)为安装本发明导流装置后羽流阻挡的效果图。

其中，1-防热蒙皮，2-安装面，3-安装接口，4-横向加强框，5-纵向加强梁，6-防热螺塞，7-硅橡胶，8-螺钉，9-起飞平台，10-上升级。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

1、导流装置型面型面设计如下：

(1)导流装置型面设计须确保发动机安全、可靠工作，应确保发动机激波不进入发动机喉部，如发生激波贴壁，确保发动机喷管可适应激波贴壁；

(2)、导流装置型面设计确保不影响上升级起飞稳定性和安全性，需确保羽流对上升级产生的力矩影响在控制系统可接受范围内；确保羽流对起飞平台产生的力不会对起飞平台结构产生破坏性影响。

(3)、导流装置型面设计应尽量减小对热控设计约束，确保羽流对上升级的热控不会产生破坏性影响。

为满足上述设计原则，羽流流导流装置型面设计如图1所示，包括防热蒙皮1和增强框架。

2、羽流导流装置的表面材料设计：

为了避免羽流喷射到起飞平台9后被其反弹到发动机，本发明将导流装置设计为圆锥形，锥角设计为140度。

导流装置的防热蒙皮1材料采用了石墨化程度较高的高模量碳纤维材料，这种材料能够耐得住超过3000℃高温，而且在高温环境下其力学性能比室温性能要优越，这些碳纤维通过树脂结合在一起，在高温下树脂碳化成多孔的碳，这些碳能够阻挡高温气流的侵入，达到防热效果。

3、羽流导流装置的承力结构设计：

为了使防热蒙皮1具有足够的刚度和强度抵抗羽流的冲击，需要对防热蒙皮1进行结构加固。如图2所示，在本发明中在防热蒙皮1的小表面采用了碳纤维材料的增强框架结构进行增强，一方面可以保持防热蒙皮1的形状，另一方面能够保证在发动机羽流高速冲击下的蒙皮刚性。增强框架结构由横向加强框4和纵向加强梁5组成。横向加强框4为多个直径不同的圆形框架，固定在防热蒙皮1的内表面，各横向加强框4的圆心过导流装置顶点；纵向加强梁5为多个沿导流装置的椎体母线、并均匀分布的平直框架；碳纤维增强框架与防热蒙皮1之间采用胶粘固定的方式。

4、羽流导流装置的安装设计：

如图3所示，羽流导流装置安装于起飞平台10上，在发动机的正下方，采用隔热安装，防热蒙皮1的边缘设置一圈安装面2，安装面2上加工有安装接口3，共12处均布在安装面2圆周上。每个安装接口3上方为沉孔，螺钉8从沉孔进入，穿过安装接口3后与起飞平台10连接，连接紧固后，在螺钉8上方安装防热螺塞6，并局部涂覆硅橡胶7，确保羽流导流型面的完整性。

5、羽流导流装置的导流效果：

上升级10月面起飞时，如图4(a)所示，在没有羽流导流装置的情况下，有大量的发动机气动离子经起飞平台9反射作用于上升级10上，从而对其起飞稳定性造成直接影响。如图4(b)所示，在起飞平台9上增加羽流导流装置后，大量的发动机气动离子经羽流导流装置的导向四周，大大降低了对上升级10的作用，从而提升了起飞稳定性。

防热蒙皮1采用碳纤维材料，降低导流装置的质量，高度设计不高于180mm，水平包络不大于1000mm，设计重量最终小于3公斤，满足安装空间限制，并可以尽量少占用航天器的质量资源。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。