能够适应多种气压环境的热防护装置及其成型方法与设计方法与流程

1.本发明涉及一种热防护装置，具体涉及一种适应多种气压环境下的热防护装置，属于航天器热控技术领域。


背景技术：

2.为了探索宇宙未知领域，人类向地球以外的空间发射深空探测器，包括对地外天体进行环绕探测与着陆巡视探测的探测器。在行星探测过程中，大推力发动机长时点火进行动力减速是其关键环节。在大推力发动机工作过程中，采取合适的热防护措施来隔离发动机高温、防护探测器本体，对保证深空探测器的安全至关重要。
3.对于类似月球的天体，其本身没有大气层，通常采用多级热辐射反射结构进行发动机热防护，效果良好、技术成熟；但对于表面存在大气环境的天体如火星、木星，多级热辐射反射结构的隔热性能受到环境气体导热和对流的影响而显著衰退，特别是在地外天体动力下降过程中大推力发动机点火，大气环境使其防护效果下降、无法保障探测器本体结构与设备的温度满足要求，必须设计一种能够同时适应真空与天体大气环境的发动机热防护装置。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明提供一种能够适应多种气压环境的热防护装置，能够适应不同的气压环境，保障在天体大气环境下大推力发动机长时点火时航天器本体的安全。
5.所述的能够适应多种气压环境的热防护装置包括：耐高温隔热组件和支架；所述耐高温隔热组件设置在支架的内表面，所述支架为耐高温隔热组件提供机械接口和支撑；
6.所述耐高温隔热组件包括耐高温气凝胶层和封装层，所述封装层为依次包覆在所述耐高温气凝胶层外表面的耐高温致密膜材料耐高温织物；所述封装层和耐高温气凝胶层通过耐高温纤维缝制成一体。
7.作为本发明的一种优选方式，所述耐高温气凝胶层为莫来石纤维毡作增强基体的复合气凝胶隔热材料。
8.作为本发明的一种优选方式，所述耐高温致密膜材料采用石墨纸。
9.作为本发明的一种优选方式，所述耐高温织物采用莫来石布。
10.作为本发明的一种优选方式，所述耐高温纤维采用莫来石纤维纱。
11.作为本发明的一种优选方式，所述耐高温隔热组件采用耐高温硅橡胶粘接在所述支架内表面。
12.作为本发明的一种优选方式，所述热防护装置的内型面与被防护面的型面一致。
13.此外，本发明提供上述能够适应多种气压环境的热防护装置的成型方法：
14.步骤1：根据被防护面的构形尺寸对耐高温气凝胶层进行加工成型，然后在耐高温气凝胶层厚度方向上开设穿线孔；
15.步骤2：依次在耐高温气凝胶层外表面包覆耐高温致密膜材料、耐高温织物，形成封装层；
16.步骤3：使用耐高温纤维将封装层与耐高温气凝胶层缝制在一起，形成耐高温隔热组件；
17.步骤4：使用耐高温硅橡胶将耐高温隔热组件粘接在支架的内表面，形成热防护装置。
18.进一步的，本发明还提供了上述能够适应多种气压环境的热防护装置的设计方法，被防护装置为发动机；
19.步骤1：根据发动机点火时推力室自身的散热需求以及航天器构形布局约束，确定耐高温气凝胶层内壁面与发动机之间的距离，进而确定耐高温气凝胶层的包络尺寸与整体构形，确定的耐高温气凝胶层的整体构形为空心锥台形；
20.步骤2：将耐高温气凝胶层外壁简化为绝热边界，并根据发动机推力室轴向温度分布，将推力室沿轴向离散为n个节点，各节点的温度分别为t1、t2…
t
n
，各节点的面积分别为a1、a2…
a
n
，各节点的对热防护装置角系数分别为x1、x2…
x
n
；
21.在外壁绝热边界条件下耐高温气凝胶层净换热量φ为：
22.φ＝εσ
b
t4a
‑
ε
f
σ
b
(t
14
a1x1 t
24
a2x2
…
t
n4
a
n
x
n
)
‑
σ
b
t
b4
a
b
x
b
＝0
23.式中：σ
b
为斯蒂芬
‑
玻尔兹曼常数；ε，a，t分别为耐高温气凝胶层内表面红外发射率、面积和温度；ε
f
为发动机推力室表面发射率；t
b
，a
b
，x
b
分别为空心锥台下端敞口处所构建的辅助黑表面的温度、面积和对热防护装置角系数；
24.求解上式得到的温度t即为耐高温气凝胶层热面稳态最高温度，依据该温度选择耐高温纤维、耐高温气凝胶、耐高温致密膜材料、耐高温织物的材料；
25.步骤3：依据步骤所确定的耐高温气凝胶层热面稳态最高温度，确定耐高温气凝胶层冷面温度t’；并据此对冷面建立能量平衡方程：
26.λ(t
‑
t’)/δ＝ε’σ
b
(t
’4‑
t
04
)
27.式中：λ为耐高温气凝胶层导热系数，δ为耐高温气凝胶层厚度，ε’为冷面红外发射率，t0为环境温度；
28.求解上式确定耐高温气凝胶的厚度；
29.步骤4：对耐高温隔热组件所用材料物理特性参数进行实测，所述物理特性包括耐温性、导热系数、比热容、密度；建立热分析模型仿真分析，计算发动机点火前后热防护装置自身及周围结构和设备的温升情况，对耐高温隔热组件的热防护设计效果进行验证。
30.有益效果：
31.(1)相对于现有的多级热辐射反射结构的热防护系统无法适应天体表面大气环境，本发明的发动机热防护装置采用耐高温气凝胶隔热材料，其隔热性能对真空度不敏感，热防护效果不受天体大气影响，能够适应真空、火星大气、木星大气以及地球大气等各种不同的气压环境，保障在天体大气环境下大推力发动机长时点火时航天器本体的安全。
32.(2)相对于现有的多级热辐射反射结构的热防护系统需要划分成多块热防护多层组件分区安装、相互之间搭接装配复杂、搭缝处存在漏热风险，本发明的发动机热防护装置为一体化设计，结构紧凑、安装方便、可靠性高。
附图说明
33.图1为本发明热防护装置的实施示意图；
34.图2和图3为耐高温隔热组件组成示意图；
35.图4为支架结构图。
36.其中：1
‑
支架；2
‑
耐高温气凝胶层；3
‑
耐高温致密膜材料；4
‑
耐高温织物；5
‑
耐高温纤维。
具体实施方式
37.下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
38.实施例1：
39.本实施例提供一种能够适应多种气压环境的发动机热防护装置，采用隔热性能不受真空度影响的耐高温气凝胶作为隔热主体材料，使热防护效果不受天体大气影响，能够适应真空、火星大气、地球大气等多种气压环境。
40.该热防护装置包括：耐高温隔热组件和支架1，其中耐高温隔热组件用于隔离发动机工作高温，支架1则为耐高温隔热组件提供机械接口和有效支撑；耐高温隔热组件设置在支架1的内表面，耐高温隔热组件的型面与发动机被防护面的型面一致，当将该热防护装置通过支架1安装在发动机外部时，耐高温隔热组件敷在发动机表面，隔离发动机工作高温。
41.如图2和图3所示，耐高温隔热组件由耐高温纤维5将耐高温气凝胶层2、耐高温致密膜材料3、耐高温织物4缝制成一体形成，用于解决纳米气凝胶材料中多余物控制的难题。耐高温隔热组件铺层顺序由里到外分别是：耐高温气凝胶层2、耐高温致密膜材料3、耐高温织物4；即在耐高温气凝胶层2的外表面从内向外依次包覆耐高温致密膜材料3、耐高温织物4；由此形成的耐高温隔热组件为五层结构，依次为耐高温织物4
‑
耐高温膜材料3
‑
耐高温气凝胶层2
‑
耐高温膜材料3
‑
耐高温织物4；然后通过耐高温纤维5将耐高温织物4、耐高温膜材料3、耐高温气凝胶层2缝制在一起，形成高温隔热组件；其中耐高温织物4、耐高温膜材料3以及耐高温纤维5用于实现对耐高温气凝胶层2的封装。
42.本例中，耐高温气凝胶层2为莫来石纤维毡作增强基体的复合气凝胶隔热材料，耐高温致密膜材料3采用石墨纸，耐高温织物4采用莫来石布，耐高温纤维5采用莫来石纤维纱。
43.如图4所示，耐高温隔热组件采用耐高温硅橡胶粘接在支架1内表面(具体的：耐高温隔热组件一侧的耐高温织物4通过耐高温硅橡胶胶接在支架1内表面)，通过支架1实现与发动机或结构平台之间的装配连接，解决耐高温隔热材料抗拉力学性能弱而无法直接安装的难题。
44.本例中，耐高温硅橡胶为kh
‑
cl
‑
sp
‑
rtv
‑
1空间级室温硫化硅橡胶，支架1的材料为铝合金2a12(表面磷酸阳极化处理)。
45.上述热防护装置中，耐高温隔热组件所用材料包括气凝胶、石墨纸、莫来石布、莫来石纤维纱的耐温性均不低于1200℃；高温隔热组件整体面密度优于4.5kg/m2。发动机长时点火时，高温热防护装置低温面温度低于120℃。
46.实施例2：
47.本实施例提供一种上述实施例1所述的发动机热防护装置的成型方法：
48.步骤1：根据发动机构形尺寸要求对莫来石纤维毡作增强基体的复合气凝胶隔热材料，即对耐高温气凝胶层2进行加工成型，如图1
‑
图4所示，本例中鉴于发动机构形为锥台形，热防护装置整体构形为空心锥台形结构，为方便热防护装置的安装，将热防护装置设置为两半对接的锥形筒外形；由此，将两块设定厚度的耐高温气凝胶层2分别加工成型半锥台形；在耐高温气凝胶层2厚度方向上开设穿线孔；
49.步骤2：在耐高温气凝胶层2外表面依次包覆石墨纸与莫来石布；
50.步骤3：使用莫来石纤维纱将石墨纸、莫来石布与耐高温气凝胶层2缝制在一起，形成耐高温隔热组件；
51.步骤4：使用kh
‑
cl
‑
sp
‑
rtv
‑
1空间级室温硫化硅橡胶将耐高温隔热组件粘接在表面磷酸阳极化处理的铝合金2a12金属支架1的内表面，形成发动机热防护装置。
52.实施例3：
53.本实施例提供一种上述实施例1所述的发动机热防护装置的设计方法，具体步骤为：
54.步骤1：根据发动机点火时推力室自身的散热需求以及航天器构形布局约束，确定热防护装置内壁(即朝向发动机一侧)与发动机之间的距离，进而确定热防护装置的包络尺寸与整体构形；本例中鉴于发动机构形为锥台形，热防护装置整体构形为两端开口的空心锥台形结构；
55.步骤2：鉴于热防护装置中起热防护作用的为耐高温气凝胶层2，计算耐高温气凝胶层2热面(热面是指耐高温气凝胶层2与发动机相贴的一面，远离发动机的一面为冷面)稳态最高温度作为热防护装置材料选用时的耐温性要求。
56.将耐高温气凝胶层2外壁简化为绝热边界(即外壁的换热量为0，耐高温气凝胶层2的热交换都发生在内表面，则可以通过能量守恒定律求解耐高温气凝胶层2内表面温度)，根据发动机推力室轴向温度分布，将推力室沿轴向离散为n个节点(令各节点的温度分别为t1、t2…
t
n
，各节点的面积分别为a1、a2…
a
n
，各节点的对热防护装置角系数分别为x1、x2…
x
n
)，在热防护装置下端敞口处构建辅助黑表面，使参与辐射换热表面形成封闭腔，根据斯蒂芬
‑
玻尔兹曼定律和能量守恒定律，可得在外壁绝热边界条件下热防护装置净换热量(热防护装置净换热量即为耐高温气凝胶层2的净换热量)：
57.φ＝εσ
b
t4a
‑
ε
f
σ
b
(t
14
a1x1 t
24
a2x2
…
t
n4
a
n
x
n
)
‑
σ
b
t
b4
a
b
x
b
＝0
58.式中：σ
b
为斯蒂芬
‑
玻尔兹曼常数；ε为耐高温气凝胶层2内表面红外发射率，a为耐高温气凝胶层2内表面面积，t为耐高温气凝胶层2内表面温度；ε
f
为发动机推力室表面发射率；t
b
，a
b
，x
b
分别为空心锥台下端敞口处所构建的辅助黑表面的温度、面积和对热防护装置角系数。
59.求解上式可得耐高温气凝胶层2热面稳态最高温度为1200℃，采用该温度条件作为热防护装置材料选用时的耐温性要求，即依据该温度选择耐高温纤维(5)、耐高温气凝胶(2)、耐高温致密膜材料(3)、耐高温织物(4)的具体材料。
60.步骤3：发动机点火工作时，耐高温气凝胶层2热面温度t高达1200℃，为保证周围结构和设备的安全，冷面温度t’应不超过120℃。据此对冷面建立能量平衡方程：
61.λ(t
‑
t’)/δ＝ε’σ
b
(t
’4‑
t
04
)
62.式中：λ为耐高温气凝胶层2导热系数，δ为耐高温气凝胶层2厚度，ε’为冷面红外发
射率，t0为环境温度。
63.求解上式即可确定所需隔热材料的厚度，即耐高温气凝胶层2的厚度。
64.步骤4：对耐高温隔热组件所用材料物性参数进行实测，包括耐温性、导热系数、比热容、密度等，为设计和分析获取基础数据。建立热分析模型仿真分析，计算发动机点火前后热防护装置自身及周围结构和设备的温升情况，对热防护设计效果进行验证；
65.鉴于耐高温气凝胶表面的气凝胶颗粒在力学环境作用下容易脱落，成为多余物。热防护装置设计中采取如下防护措施：在耐高温气凝胶表面包覆致密膜材料及耐高温织物，并采用耐高温纤维将三者缝制成一体，对耐高温气凝胶进行封装，从而控制耐高温气凝胶中粉末状多余物的扩散。
66.使用时，将耐高温隔热组件与支架之间通过硅橡胶粘接固定，为保证胶接后整体力学性能，耐高温隔热组件与支架的粘贴面设计为全表面接触，并对支架表面进行有利于胶接质量的表面处理。
67.综上，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。