月面起飞上升器热防护装置及其隔热性能计算方法与流程

本发明涉及一种热防护装置，具体涉及一种月面起飞上升器热防护装置及隔热性能计算方法，属于航天器热控技术领域。

背景技术：

嫦娥五号着陆上升组合体着陆月球，完成一系列探测任务后，上升器携带月壤样品月面起飞。月面起飞时使用大推力发动机，为月面起飞进入轨道提供动力。上升器底部通过支撑结构与下部的着陆器连接。在起飞时，两器(上升器和着陆器)间的发动机点火，产生推力将上升器逐渐推离下部着陆器。此时在两器间的受限空间中，在复杂的器外表面上产生瞬时变化的极大羽流力热效应，羽流热流密度往往在0～2s内从990kw/m²降低到0kw/m²，着陆器表面压力从600pa降低到0pa，出现短期990kw/m²的羽流和发动机壁面1350℃高温辐射的耦合作用。上升器底面发动机附近表面需要设计热防护装置来隔绝恶劣的热环境。

以往航天器中，发动机点火时处于开敞状态，其对周围环境造成的羽流往往在一定点火时间(0～900s)内较为稳定，数值一般小于10～400kw/m²。传统的热防护装置一般位于“外凸”开敞表面，其组成一般包括耐高温覆盖层、高温多层、中温多层和低温多层，其耐高温覆盖层一般使用50μm不锈钢箔(牌号为1cr18ni9ti)，高温多层采用镍箔或铝箔和玻璃纤维布，中温多层采用双面镀铝聚酰亚胺薄膜和玻璃纤维布，不同热环境的区域使用不同组合的热防护单元分块搭接组成。

此外，传统热防护装置在隔热性能计算时往往将羽流单一简化为表面热源直接施加到多层覆盖层面膜上一定时间，忽略羽流引起的多层内部对流增大，且忽略羽流压力造成多层表面受压使得层间接触换热系数增大，地面试验往往也难以模拟此效应。

上述传统多层隔热组件及其隔热性能计算方法不适用于月面起飞上升受限空间内发动机点火的瞬态热防护，其不足之处主要在于：

(1)月面起飞热防护装置表面空间形状不规则，特别是球面和内凹的不规则表面，其制作和安装难度较大，使用不锈钢箔会造成局部位置的表面难以实施，且需要在外侧绑扎钢丝进行固定。

(2)月面起飞上升器重量资源极为苛刻，传统的多层热防护装置根据不同区域的辐射和羽流综合热流密度梯度变化分区，制作不同形状热防护单元搭接成最终需要的热防护外罩，不同热防护单元间需要通过螺钉、销钉、粘接硅橡胶、外部钢丝固定等方式加强接缝固定，外凸的位置搭接重量大，搭接位置仍易形成较大缝隙，在羽流冲击时搭接在上部的多层内表面易被烧蚀产生可凝挥发物，并影响其隔热性能。

(3)月面点火起飞的受限空间瞬态大羽流条件未经历过。传统多层隔热组件隔热性能计算时，羽流的热流密度作为恒定的热耗直接施加到多层表面，计算时未考虑材料表面在不同温度条件下的热适应系数的影响，造成多层覆盖层羽流总吸收能量较大，热防护装置的重量将大幅增加，从而占用整个航天器的重量资源。

(4)传统多层隔热组件设计时，未考虑羽流压力效应对多层隔热组件隔热性能的影响。羽流一方面对多层表面产生压力，造成层间导热系数增加；另一方面，高温燃气可通过表面进入多层内部，造成多层内部对流导热增强。

技术实现要素：

有鉴于此，本发明提供一种月面起飞上升器热防护装置，能够实现月面起飞上升器精细化热防护。

所述的月面起飞上升器热防护装置包括：耐高温覆盖层和多层芯；所述多层芯由两层以上辐射屏和两层以上间隔层依次间隔层叠形成；其中多层芯中与被防护面直接贴合的为辐射屏，与所述耐高温覆盖层直接贴合的为间隔层；

所述耐高温覆盖层采用耐高温编织物；所述辐射屏上打孔，用于使气流穿过；所述间隔层采用编织物。

作为本发明的一种优选方式：所述热防护装置的型面与所述被防护面的型面一致。

作为本发明的一种优选方式：所述辐射屏打孔率低于2％，相邻两层辐射屏在铺设时将孔的位置相互错开到最大的位置。

作为本发明的一种优选方式：所述耐高温覆盖层为一整块完整的耐高温编制物制作，当所述被防护面为不规则形状时，在不规则位置将耐高温编织物进行局部折叠和弯曲。

作为本发明的一种优选方式：所述间隔层上的孔面积占总面积80％的以上。

作为本发明的一种优选方式：令一层辐射屏和一层间隔层为一个防护单元，在每铺设5～8个防护单元后，将其缝制为一个整体。

作为本发明的一种优选方式：所述热防护装置根据防热温度分为不同区域，每个区域中的多层芯为瞬态等效导热系数/重量最低的多层。

作为本发明的一种优选方式：在铺设所述多层芯时，先按照最厚区域的多层芯的组成将每一层陆续铺设在被防护面上，形成高温多层；然后从最高温区域沿着温度梯度，在原有高温多层的基础上，裁剪掉当前温度区域多出的间隔层和辐射屏。

此外，本发明提供一种上述月面起飞上升器热防护装置的隔热性能计算方法，采用该方法能够解决传统计算方法对材料随温度变化动态分析不足、未考虑羽流力热效应对多层性能的影响等问题。

该热防护装置的隔热性能计算步骤为

步骤一：建立热防护装置的隔热性能计算模型：

首先根据羽流及辐射防护区域的空间形状，建立热防护装置的空间模型；

然后按照温度梯度建立热防护装置的数学模型，在对所述辐射屏和间隔层进行材料选择时，每层均按照经过其上层隔热后的最高耐温温度优选面密度最低的材料；

然后根据空间形状建立热防护装置每一层材料的模型，由此得到多层模型；

然后对多层模型进行网格划分，由此得到热防护装置隔热性能计算模型；

步骤二：在热防护装置的隔热性能计算模型中，将各层材料的发射率、比热容、密度和导热率按照与温度有关的参数进行设置，每个时间步长通过读取温度进而更改上述物理特性的系数值；

为描述的方便，令热防护装置中耐高温覆盖层为第1层，然后至被防护面依次为第2层，第3层，…,第n层；n为该热防护装置的总层数；

所述耐高温覆盖层外表面的传热控制方程为下述公式(1)：

其中：表示耐高温覆盖层外表面的温度；qp表示羽流热流密度，η表示耐高温覆盖层对羽流热流的热适应系数；qs表示太阳外热流，α表示耐高温覆盖层的太阳吸收比；qj表示其他位置对热防护装置的红外到达热流，表示耐高温覆盖层外表面的红外发射率；σ表示斯蒂芬玻尔兹曼常数；ρ1、c1、λ1分别为耐高温覆盖层的密度、比热容和热导率；tq为羽流温度，为高温燃气与耐高温覆盖层间的对流换热系数；t为时间步长；x表示耐高温覆盖层厚度方向x位置。

耐高温覆盖层内表面的表面换热方程为下述公式(2)：

其中：表示耐高温覆盖层内表面的温度；f1_3表示耐高温覆盖层与第1层反射屏间的辐射角系数；表示第3层材料朝向耐高温覆盖层表面的温度；表示第3层材料朝向耐高温覆盖层表面的红外发射率；表示耐高温覆盖层内表面的红外发射率；表示耐高温覆盖层内表面与下层材料的接触导热系数；表示第2层材料朝向耐高温覆盖层表面的温度；为表示耐高温覆盖层内表面与第1层反射屏间的对流换热系数；

该热防护装置内部传热的控制方程为下述公式(3)：

以第i层为例，i∈[2,n]；

其中：ρi、ci、λi分别表示第i层材料的密度、比热容和热导率；表示第i层内部厚度方向x位置处的温度；

若第i层为反射屏，则其两侧的边界换热方程按照公式(4)和公式(5)进行计算：

其中：表示第i层朝向其上层材料表面的温度，fi-2_i表示i-2层和i层的辐射角系数；表示i-2层朝向其下层材料表面的温度；表示第i-2层朝向其上层材料表面的红外发射率；表示第i层朝向其下层材料表面的红外发射率；表示第i层与其上层材料的接触导热系数；表示第i-1层朝向其下层材料表面的温度；表示第i层朝向其上层材料表面与其上方相邻反射屏的等效对流换热系数；

表示第i层朝向下层材料表面的温度；fi_i+2表示i层和i+2层的辐射角系数；表示第i+2层朝向其上层材料表面的温度；表示第i+2层朝向其上层材料表面的红外发射率；表示第i层朝向下层材料表面与其下方相邻间隔层的接触导热系数；表示第i+1层朝向其上层材料表面的温度；表示第i层朝向下层材料表面与其下层材料的对流换热系数；

若第i层为间隔层，则其两侧的边界换热方程按照公式(6)和公式(7)进行计算：

步骤三：模型建立完成后，进行高温点火过程计算，获得各层材料的温度变化情况。

作为本发明的一种优选方式，在上述步骤二中，动态调整计算的时间步长，每个时间步长内温度升高造成的吸收热流数值、多层物性变化或内部导热系数小于5％。

有益效果：

(1)本发明的月面起飞上升器热防护装置能够依据待防护面的不规则形状进行铺设，其耐高温覆盖层使用耐高温柔性编织物局部折叠后贴体成型，能够克服传统多层分块搭接时羽流可能从接缝吹入和搭接处重量较大的问题。

(2)本发明的月面起飞上升器热防护装置充分考虑了多层内部梯度变化，在一体化铺设后，根据温度台阶裁剪不需要的部分，实现多层的精细梯度化制作，能够克服传统多层隔热组件温区划分不精细，不同温区多层搭接部位重量大的问题。

(3)在对热防护装置进行设计时，通过各层材料的详细建模从而完成热防护组件的精细化设计，达到每一层的最优化，不浪费重量资源。

(4)在隔热性能计算方法中提出了层间接触换热系数、层间对流换热系数和覆盖层吸收的羽流热流密度的热适应系数均按照温度和时间进行动态响应，解决了将羽流的热流密度简单的作为恒定的参数附加到模型中造成的羽流过大，产品过设计的问题。

(5)本发明的隔热性能计算方法能够快速、简单、精细地完成异型热防护装置的设计和优化，达到重量的最优化，从而减少了传统设计中的重量资源浪费。

附图说明

图1为本发明热防护装置的组成示意图；

图2为本发明热防护装置的精细化热分析模型；

图3为各层厚度增大方向示意图；

图4为本发明热防护装置设计流程；

图5为本发明异型热防护装置实际安装示意图。

其中：1-耐高温覆盖层；2-辐射屏；3-间隔层；4-安装面；5-第一温区；6-第二温区；7-发动机羽流热流；8-太阳外热流；9-发动机羽流压力；10-红外热流。

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。

实施例1：

针对受限空间大推力发动机点火时瞬态极大羽流的力热效应和发动机高温壁面辐射效应，本实施例提供一种月面起飞上升器热防护装置，克服传统多层隔热组件温区划分不精细，不同温区多层搭接部位重量大、羽流损坏搭接缝造成烧蚀损坏产生可凝挥发物污染设备等问题。

如图1和图2所示，该月面起飞上升器热防护装置包括：耐高温覆盖层1以及依次间隔层叠的辐射屏2和间隔层3；两层以上辐射屏2和两层以上间隔层3依次间隔层叠形成多层芯；其中多层芯的最下层即与被防护面4(被防护异形表面)直接贴合的为辐射屏2，最上层为间隔层3；最上层的间隔层3表面为耐高温覆盖层1；由此该热防护装置从被防护面4到耐高温覆盖层1依次为：辐射屏2-间隔层3-辐射屏2-间隔层3…-间隔层3-耐高温覆盖层1。

其中耐高温覆盖层1采用耐高温柔性编织物(耐1000℃高温)；辐射屏2采用金属或者表面镀金属、发射率低(发射率小于0.1)的材料；辐射屏2上打孔，用于使气流穿过，打孔率低于2％；相邻两层辐射屏2(即位于同一间隔层3两侧的辐射屏2)在铺设时将孔的位置相互错开到最大的位置。间隔层3采用柔性编织物，放置在两层辐射屏2间，起到两层辐射屏2间的支撑和空间隔开的作用，间隔层3上的孔面积占总面积80％的以上，以尽量减少层间导热传热。

该热防护装置的表面形状与被防护面4表面形状一致，即当被防护面4为异型面时，耐高温覆盖层1以及依次间隔层叠的辐射屏2和间隔层3也均为异型面。

令一层辐射屏2和一层间隔层3为一个防护单元，在每铺设5～8防护单元后，将其缝制为一个整体，作为一个温区；如图1中，从耐高温覆盖层1起的第一温区5和第二温区6；缝制时，根据温度适应性，可使用不锈钢丝、莫来石丝、凯夫拉丝或棉线等进行缝制。

实施例2：

本实施例提供一种上述实施例1所述的热防护装置的隔热性能计算方法，采用该计算方法能够解决传统计算方法对材料随温度变化动态分析不足、未考虑羽流力热效应对多层性能的影响等问题，减少了设计周期、降低成本。

步骤一：建立热防护装置性能计算模型：

首先根据羽流及辐射防护区域的空间形状，建立热防护装置的空间模型；然后按照温度梯度建立热防护装置的数学模型，在对辐射屏2和间隔层3进行材料选择时，每层均按照经过其上层隔热后的最高耐温温度优选面密度最低的材料；然后根据空间形状建立热防护装置每一层材料的模型，由此得到多层模型；然后对多层模型进行网格划分，多层模型的网格尺寸与防护区域的辐射和羽流密度适应，在局部高温点，对网格进行局部加密；由此得到热防护装置隔热性能计算模型。

步骤二：热防护装置隔热性能计算模型中，每层材料自身的吸收率、发射率、比热容、密度和导热率均会随着温度变化而变化；因此在热防护装置的隔热性能计算模型中，将各层材料上述物理特性按照与温度有关的参数进行设置，每个计算步长通过读取温度进而更改系数(即依据温度更改上述各物理特性的数值)来进行下一个步长的计算。计算步长根据升温后对材料产生的影响来进行限制，要求每个步长计算时产生的材料物性(物理特性)变化率小于5％。

为描述的方便，令热防护装置中耐高温覆盖层1为第1层，然后至被防护面4依次为第2层，第3层，…,第n层；n为该热防护装置的总层数(即多层模型的总层数)。

如图2所示，热防护装置的各层热量传递方式主要包括导热、辐射和对流。在发动机点火时，主要由耐高温覆盖层1向内传热。根据能量守恒定律，耐高温覆盖层1外表面的传热控制方程为下述公式(1)。与其内表面相比，外表面上受到羽流(包括发动机羽流热流7和发动机羽流压力9)直接作用、外侧的航天器其他部位的红外辐射(即红外热流10)和空间外热流(即太阳外热流8)直接影响。公式(1)为面向空间的能量平衡公式：

其中：表示第1层0位置处即耐高温覆盖层1外表面的温度，其上标和下标的定义方式为：下标0示耐高温覆盖层1的外表面(即朝向高温表面)位置、上标1表示该层为多层模型的第1层；qp表示羽流热流密度，η表示耐高温覆盖层1对羽流热流的热适应系数；qs表示太阳外热流，α表示耐高温覆盖层1的太阳吸收比；qj表示其他位置对热防护装置的红外到达热流(即红外热流10)，表示第1层0位置处即耐高温覆盖层1外表面的红外发射率；σ表示斯蒂芬玻尔兹曼常数(是一个常数不变)；ρ1、c1、λ1分别为第1层(即耐高温覆盖层1)材料的密度、比热容和热导率；tq为羽流温度，为高温燃气与耐高温覆盖层1间的对流换热系数；t为计算步长；x表示耐高温覆盖层1厚度方向x位置。

热防护装置为一层耐高温覆盖层1或反射屏2与间隔层3层叠而成，由于间隔层3孔隙率较大，因此将间隔层3与其上下相邻的耐高温覆盖层1或反射屏2的所有换热简化为等效接触导热；耐高温覆盖层1与第一层间隔层3或者两层间隔层3之间通过间隔层空隙辐射及对流传热。

基于此，耐高温覆盖层1内表面(即耐高温覆盖层1厚度方向最大位置，也为其与第2层材料的接触面，第2层材料即为第一层间隔层)的表面换热方程为下述公式(2)：

其中：为第1层最大厚度位置处即耐高温覆盖层1内表面的温度；f1_3表示耐高温覆盖层与第1层反射屏(即第3层材料)的辐射角系数，表示第3层0位置处即第3层材料朝向耐高温覆盖层1表面的温度；表示第1层最大厚度位置处即耐高温覆盖层1内表面与下层材料(如图2所示与高温覆盖层1相邻的间隔层3，该层为第2层)的等效接触导热系数；表示第2层0位置处即第2层材料与耐高温覆盖层1接触的表面的温度；为表示第1层最大厚度位置处即耐高温覆盖层1内表面与下层反射屏(即第1层反射屏)的等效对流换热系数；表示第3层0位置处即第3层材料朝向耐高温覆盖层1表面的红外发射率；表示第1层材料最大厚度位置处即耐高温覆盖层1内表面的红外发射率。

以第i层为例，i∈[2,n]，该热防护装置内部传热的控制方程为下述公式(3)：

其中：ρi、ci、λi分别表示第i层材料的密度、比热容和热导率；表示第i层内部厚度方向x位置处的温度，如图3所示。

对于多层芯内部各层两表面的边界换热方程，若第i层为反射屏，则其两侧的边界换热方程按照公式(4)和公式(5)进行计算：

其中：表示第i层0位置处即第i层朝向高温(即朝向其上层材料)的表面的温度，表示第i+1层0位置处即第i+1层朝向高温的表面的温度，表示第i-2层0位置处即第i+1层朝向高温的表面的温度，表示第i+2层0位置处即第i+2层朝向高温的表面的温度，表示第i层最大厚度位置处即第i层朝向其下层材料表面的温度；表示第i-1层最大厚度位置处即第i-1层朝向其下层材料表面的温度，表示第i-2层最大厚度位置处即第i-2层朝向其下层材料表面的温度；fi-2_i表示i-2层和i层的辐射角系数；fi_i+2表示i层和i+2层的辐射角系数。

表示第i层0位置处与其上层材料的接触导热系数；表示第i层0位置处与其上方相邻反射屏的等效对流换热系数；表示第i层最大厚度位置表面与其下层间隔层的接触导热系数；表示第i层最大厚度位置表面与其下层材料的对流换热系数；

表示第i-1层最大厚度位置表面的红外发射率；表示第i-2层0位置表面的红外发射率；表示第i+2层0位置表面的红外发射率；表示第i层最大厚度位置表面的红外发射率。

若第i层为间隔层，则其两侧的边界换热方程按照公式(6)和公式(7)进行计算：

在计算时，与材料相关的热物理参数(η、α、ε、ρ、c、λ、hf、hc)均与压力和各层温度有关，且热防护装置外表面接收到的热流密度和压力也随着起飞高度的变化而变化。在计算模型中，将间隔层3与辐射屏2的层间导热系数设置为与温度和羽流力效应有关的参数，随着温度在每个计算步长进行参数迭代。层间稀薄气体产生的自由分子导热则根据各类材料的高温挥发特性和失重特性进行拟合。计算时，对计算的时间步长进行约束，要求下一个时间的温度增加造成材料的性能变化率小于5％，进行迭代计算。

考虑羽流到达材料表面的热适应系数随温度的变化、羽流力作用到多层表面造成的层间导热系数增加、羽流的高温气体分子进入多层层间导致的对流系数增大的影响，计算时各材料的热物理特性随温度变化。动态调整计算的时间步长，每个时间步长内温度升高造成的吸收热流数值、多层物性变化或内部导热系数应小于5％，此时更新材料物性后进行下一个时间步长的计算。

步骤三：模型建立完成后，进行高温点火过程计算，获得各层材料的温度变化情况。根据仿真结果进行迭代优化设计(改变间隔层3与辐射屏2层数和/或各层材料)，快速获得最优化的多层组成；在发动机点火时间内，将热量隔绝，并有效利用材料热容，从高温面到低温面形成合理温度梯度，每层材料最终达到的最高温度均低于材料耐温极限，且每层材料均为此温度条件下面密度最低的材料。从而最优化利用材料的热容，使得羽流防护组件的瞬态等效导热系数/重量最高。

实施例3：

在上述实施例1的基础上，对该热防护装置的制作步骤进行进一步的详细描述；该月面起飞上升器热防护装置的制作过程为：

步骤一：首先根据被防护面4的异型表面展开形状剪裁各层材料，根据不同位置的热环境依据上述实施例2中的隔热性能计算方法设计不同的热防护装置多层芯的组成(包括层数和各层的材料)；

步骤二：按照最厚区域的多层芯的组成将每一层陆续铺设在异型表面上，局部使用磁力固定装置进行保性固定，保障每一层的辐射屏2和间隔层3材料均自然敷贴；然后从最高温区域沿着温度梯度，在原有高温多层的基础上，裁剪掉此温度梯度区域多出的间隔层2和辐射屏3，然后再向低温区域扩展，形成多层台阶。

步骤三：完成异型面热防护装置的多层裁剪完成后，在被防护表面上进行空间成形。首先是将局部裁剪边界进行拼接，通过压敏胶带结合不锈钢丝、莫来石丝、凯夫拉丝或棉线等缝合，形成一个整体；然后在外表面使用一整块完整的柔性耐高温编制物制作异型面覆盖层(即耐高温覆盖层1)，在不规则位置将柔性耐高温编织物(耐高温高硅氧玻璃布或者莫来石布等)进行局部折叠和弯曲，折叠多余位置放在耐高温覆盖层1内侧，用耐高温丝缝合折叠位置。由此在异型表面上形成一个整体的无搭接缝的耐高温覆盖层1。异型热防护装置耐高温覆盖层1和内侧耐受最低温区域的多层均为完整分布在整个热防护装置中，其间多层组成沿着温度梯度呈台阶分布，多层整体的一体化，可以相应减少传统热防护装置的固定。

图5为该热防护装置在嫦娥五号月面起飞上升器上的实际安装示意图；如图4所示，在对该热防护装置进行设计时，首先分析发动机附近上升器表面热防护需求和热环境，从而分析所需要的热防护装置的外形及温度梯度分布：

嫦娥五号月面起飞上升器使用内嵌式3000n发动机，发动机位于上升器和着陆器之间，发动机下方为着陆器顶面和导流装置。发动机点火时，高温燃气直接喷射到导流装置上，点火初期在两器之间产生剧烈的羽流力热效应，地面仿真分析获得最恶劣的条件下羽流热流密度达到990kw/m²。两器之间需要防护的主要为上升器底面的贮箱、器外推进管路、上升器底板结构、姿控发动机支架等。因此，需要在上述位置采用热防护装置来隔绝羽流和发动机壁面辐射影响。

然后初步设计热防护装置在各个温度区域的组成：

即根据器表被防护位置与发动机的空间位置关系以及羽流场的地面仿真结果，通过热分析获得不同区域的温度云图，根据温度梯度和实施工艺性的综合考虑，初步设计不同温度区域多层热防护组成。

其次在被防护位置建立热防护装置精细化模型(即隔热性能计算模型)：

即根据各个位置的表面建立具有空间特性的多层模型，其耐高温覆盖层1、辐射屏2和间隔层3均建立相应的物理模型，材料厚度和间距按照真实建立，厚度方向按照材料的厚度分为不同的节点，模拟材料内部的热传导。

然后根据经验参数和地面试验数据，对精细化模型中各材料的属性随温度变化规律赋值：

羽流的力热效应随着起飞上升距离的变化而变化，羽流到达材料表面的热适应系数随温度的变化、羽流压力作用到多层表面造成的层间导热系数增加、羽流的高温气体分子进入多层层间导致的对流系数增大的影响，热防护材料随温度变化的参数主要有密度、比热容、热导率、表面太阳吸收比和红外发射率、覆盖层的羽流热流热适应系数、层间对流换热系数等。基于此，根据起飞上升飞行过程，设置计算工况中两器之间的距离随时间变化的规律，计算时两器之间的空间距离随时间增加而变大；设置羽流到达热流密度和羽流压力随时间变化；设置各层材料自身的物理参数随温度变化的规律；设置高温覆盖层表面对羽流的热适应系数随温度变化的规律；设置多层各层间的传导导热系数和对流换热系数随压力变化的规律。

然后对热防护装置各温度区域不同组成的多层进行计算，计算时设置动态时间步长，若某一材料参数或者热流条件在两个步长间变化超过5％，则减小时间步长重新计算；由此通过基于动态响应的精细化计算，获得耐高温覆盖层1、辐射屏2和间隔层3的温度变化规律；

在获得各层的温度变化规律后，对热防护装置各温区计算结果分析，判断是否满足热防护指标以及是否满足重量最优要求，若不满足，则重新进行异型热防护装置设计和隔热性能计算，直至满足。

待计算结果满足要求后，将热防护装置空间形状展开为平面，不考虑展开后材料在空间成形时的搭接。对于贮箱球面、管路、发动机支架及底板的异型热防护装置，将其空间形状展开为平面形状，对于球面，展开成带有弧边的条状。按照热防护厚度最大的区域一体化制作除耐高温覆盖层1外的多层芯，铺设过程中注意两层辐射屏2调整位置使得上下两层放气孔距离最远，从而减小羽流进入多层内部的速度；每隔5个单元，根据最高耐温需求，使用不同材料的丝缝合多层，使厚度方向固定。尔后沿着温度梯度变小的方向，在相应的区域裁剪掉不需要的辐射屏和间隔层，直到最低温度区域，形成台阶式异型热防护多层芯。

加工与真实被防护件外表面形状一致的金属工装，将上述多层芯贴覆在被防护表面。对于拼接位置，结合压敏胶带和不同材料的丝缝合固定，在空间成形。最后使用一块完整的柔性高温编织物，作为耐高温覆盖层1。区别于传统使用的不锈钢箔耐高温覆盖层，柔性高温编织物的耐高温覆盖层1，易于贴体成型、折叠、弯曲，在空间成形的多层表面敷贴安装耐高温覆盖层，在空间转折、搭接、或球面上，将柔性覆盖层进行局部内折并缝合，最终形成一个外表面一体化的耐高温覆盖层1。解决了传统多层隔热组件搭接重量大，搭接缝隙易受到羽流冲击而烧蚀损坏产生可凝挥发物污染设备的问题。

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。