运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件的制作方法

1.本发明属于航天技术领域，具体来说，本发明主要涉及一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件。


背景技术：

2.航天器运载发射主动段指运载航天器的火箭发动机连续工作的时段。航天器发射主动段的一个典型特点是，火箭整流罩内的气压迅速下降，气压可在200秒以内从发射场地面大气压下降到接近真空。因此，火箭整流罩内的航天器在发射主动段内处于一种特殊的快速泄压环境。
3.多层隔热组件具备质量轻、辐射隔热性能强的特点，可显著减少航天器产品与周围环境之间的辐射换热，是航天器最常用的被动热控产品之一。多层隔热组件在航天器表面的应用非常广泛且用量很大，以我国某系列通信卫星为例，星本体表面约60％区域被多层隔热组件包覆。多层隔热组件一般由n层间隔层与n+1层薄膜交替组成，并用缝合材料缝制为一体，这里的薄膜包括最外层的面膜和内层的n个反射屏。1层间隔层和1层反射屏常被称为1个单位，航天器多层隔热组件通常包括5到30个单元。
4.在火箭发射主动段，由于航天器外部(整流罩内)气压快速下降，多层隔热组件内部的气体会迅速向外排放，被多层隔热组件包覆的航天器舱内的气体也会通过舱板上的孔洞向外排放，并通过多层隔热组件排放到舱外，航天器内外形成巨大的压力差(压差高达上万帕)。因此在主动段气压急速下降时多层隔热组件会鼓胀，并像波浪一样起伏，使得固定多层隔热组件的铆钉、尼龙搭扣等的拉拔力可达上百牛，星表多层易出现破损、翘起或脱落现象。2008年欧空局发射的atv(automated transfer vehicle)货运飞船外表面多层隔热组件发生了鼓胀和脱离。我国某卫星通过安装在舱外的相机也发现星表多层隔热组件掀起。
5.航天器多层隔热组件破损不仅影响航天器热控，还可能影响星表光学设备成像、以及星表等电位控制，造成多方面的不良影响。综上所述，改进多层隔热组件的设计，避免在发射主动段破损，对航天器可靠完成既定任务非常重要。


技术实现要素：

6.本技术的目的是针对以上问题，提供一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，且不增加多层隔热组件的重量。
7.本发明采用了如下的技术方案：
8.一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，设置在所述航天器舱壁外部，包括n层间隔层和n+1层薄膜层；所述薄膜层包括1层面膜层和n层反射屏；n层所述反射屏和n层所述间隔层依次交替设置形成内层结构；其中，n为大于2的任意自然数；所述面膜层包覆在所述内层结构的外部；所述反射屏、所述间隔层以及所述面膜层由缝合材料缝合形成多层结构；
9.所述薄膜层上开设有若干放气孔；任意两层所述薄膜层中，相对靠近所述航天器舱壁的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积，小于或等于，相对远离所述航天器舱壁的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积。
10.根据本技术某些实施例提供的技术方案，沿远离所述航天器舱壁的方向，各所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积逐层线性递增。
11.根据本技术某些实施例提供的技术方案，沿远离所述航天器舱壁的方向，各所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积逐层抛物线递增。
12.根据本技术某些实施例提供的技术方案，位于最外层的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积、和位于次外层的所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积相等，且大于其余各层所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积。
13.根据本技术某些实施例提供的技术方案，沿远离所述航天器舱壁的方向，最外三层所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积逐层线性递增，且均大于或者等于其余各层所述薄膜层上的所有所述放气孔的总开孔面积。
14.根据本技术某些实施例提供的技术方案，所述放气孔的形状为圆形、椭圆形、三角形、矩形或多边形中的任意一种。
15.根据本技术某些实施例提供的技术方案，单个所述放气孔的开孔面积小于或等于直径为3mm的圆形面积。
16.本发明与现有技术相比，具有如下突出实质性特点和显著优点：
17.本发明基于多层隔热组件各层薄膜在发射主动段所受的气流力从内层到外层逐层增大的规律，针对各层薄膜放气孔做出了有针对性的改进设计。图8展示了计算获得的各层薄膜层从内层到外层的典型压差曲线，可以看出：沿着远离航天器舱壁的方向，各薄膜层的压差逐层增大，最外层薄膜层的压差最大。本技术针对各薄膜层压差分布的规律及其可能造成多层隔热组件破损的不良影响，有针对性的将任意两层薄膜层中，相对靠近航天器舱壁的薄膜层上的所有放气孔的总开孔面积，设置为小于或等于相对远离航天器舱壁的薄膜层上的所有放气孔的总开孔面积，一方面，这种差异化的设计可以显著降低外层薄膜层的压差，使各层薄膜层的压差更加均匀，降低在发射主动段发生破损、翘起或脱落的可能性，另一方面，又考虑到了航天器的发射成本，即尽可能不增加多层隔热组件的重量。
18.综上，本发明具有不增重、几乎不改变隔热性能、明显降低多层隔热组件受到的气流力等显著优点，可以显著降低多层隔热组件在发射主动段发生破损、翘起或脱落的可能性。本发明简单实用，体现了减重、确保热控、提高结构可靠性的一体化改进设计思想。
附图说明
19.图1是多层隔热组件结构的侧面视图；
20.图2是实施方式1中薄膜层放气孔开孔的正面视图；
21.图3是实施方式1中各层薄膜层放气孔开孔面积变化规律的示意图；
22.图4是实施方式2中薄膜层放气孔开孔的正面视图；
23.图5是实施方式2中各层薄膜层放气孔开孔面积变化规律的示意图；
24.图6是实施方式3中各层薄膜层放气孔开孔面积变化规律的示意图；
25.图7是实施方式4中各层薄膜层放气孔开孔面积变化规律的示意图；
26.图8是各层薄膜层从内层到外层的典型压差曲线图。
27.图中所述文字标注表示为：
28.1、航天器舱壁；2、间隔层；3、反射屏；4、面膜层；5、缝合材料；6、放气孔。
具体实施方式
29.为了使本领域技术人员更好地理解本技术的技术方案，下面结合附图对本技术进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本技术的保护范围有任何的限制作用。
30.实施例1
31.请参考图1、图2和图3，本实施例提供一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，设置在所述航天器舱壁1外部，包括n层间隔层2和n+1层薄膜层；所述薄膜层包括1层面膜层4和n层反射屏3；n层所述反射屏3和n层所述间隔层2依次交替设置形成内层结构；其中，n为大于2的任意自然数，n的取值通常为5～30；所述面膜层4包覆在所述内层结构的外部；所述反射屏3、所述间隔层2以及所述面膜层4由缝合材料5缝合形成多层结构。
32.每层所述薄膜层上均开设有若干放气孔6；所述放气孔6的形状可以为圆形、椭圆形、三角形、矩形或多边形中的任意一种，在本实施例中，每层所述薄膜层上的放气孔6的形状、数量以及分布情况均相同，所述放气孔6均采用圆形结构；单个所述放气孔6的开孔面积小于或等于直径为3mm的圆形面积。
33.任意两层所述薄膜层中，相对靠近所述航天器舱壁1的所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积，小于或等于，相对远离所述航天器舱壁1的所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积；优选的，沿远离所述航天器舱壁1的方向，各所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积逐层线性递增，即相邻的两个所述薄膜层之间的所有放气孔总开孔面积的面积差为定值，以6层开孔数量一样的薄膜层为例，其单个放气孔开孔面积从最外层到最内层依次为：9π/4(mm2)、8.5π/4(mm2)、8π/4(mm2)、7.5π/4(mm2)、7π/4(mm2)、6.5π/4(mm2)。
34.本实施例提供的一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件主要由间隔层2、面膜层4、反射屏3、缝合材料5组成，其中面膜层4和反射屏3统称薄膜层；所述薄膜层上设有圆形放气孔6，所述放气孔6的开孔面积具有这种特征：各层薄膜层上的所有所述放气孔6开孔面积可由内层到外层逐层线性增加；各层薄膜层上单个放气孔6开孔面积不大于直径为3mm的圆孔面积。
35.实施例2
36.请参考图1、图4和图5，本实施例提供一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，本实施例与实施例1的相同之处不再赘述，不同之处在于：所述放气孔6均采用矩形结构；沿远离所述航天器舱壁1的方向，各所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积逐层抛物线递增，即相邻的两个所述薄膜层之间的所有放气孔6的总开孔面积的面积差不是恒定值，且沿着远离所述航天器舱壁1的方向，相邻两个薄膜层之间所有放气孔6的总开孔面积的面积差依次增大。
37.以6层开孔数量一样的薄膜层为例，其单个放气孔开孔面积从最外层到最内层依次为：2.6*2.6(mm2)、2.5*2.5(mm2)、2.45*2.45(mm2)、2.42*2.42(mm2)、2.4*2.4(mm2)、2.39*
2.39(mm2)。
38.本实施例提供的一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件主要由间隔层2、面膜层4、反射屏3、缝合材料5组成，其中面膜层4和反射屏3统称薄膜层；所述薄膜层上有矩形放气孔6，所述放气孔6的开孔面积具有这种特征：各层薄膜层的所述放气孔6开孔面积可由内层到外层逐层抛物线增加；各层薄膜层单个放气孔开孔面积不大于直径为3mm的圆孔面积。
39.实施例3
40.请参考图1、图2和图6，本实施例提供一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，本实施例与实施例1的相同之处不再赘述，不同之处在于：位于最外层的所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积、和位于次外层的所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积相等，且大于其余各层所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积。
41.以6层开孔数量一样的薄膜层为例，其单个放气孔开孔面积从最外层到最内层依次为：9π/4(mm2)、9π/4(mm2)、7π/4(mm2)、7π/4(mm2)、7π/4(mm2)、7π/4(mm2)。
42.本实施例提供的一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件主要由间隔层2、面膜层4、反射屏3、缝合材料5组成，其中面膜层4和反射屏3统称薄膜层；所述薄膜层上有圆形放气孔6，所述放气孔6的开孔面积具有这种特征：最外层和次外层薄膜所述放气孔6开孔面积可相等，且大于其余各层薄膜层；各层薄膜层单个放气孔6的开孔面积不大于直径为3mm的圆孔面积。
43.实施例4
44.请参考图1、图2和图7，本实施例提供一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，本实施例与实施例1的相同之处不再赘述，不同之处在于：沿远离所述航天器舱壁1的方向，最外三层所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积逐层线性递增，且均大于或者等于其余各层所述薄膜层上的所有所述放气孔6的总开孔面积。
45.以6层开孔数量一样的薄膜层为例，其单个放气孔开孔面积从最外层到最内层依次为：9π/4(mm2)、8.5π/4(mm2)、8π/4(mm2)、8π/4(mm2)、8π/4(mm2)、8π/4(mm2)。
46.本实施例提供的一种运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件主要由间隔层2、面膜层4、反射屏3、缝合材料5组成，其中面膜层4和反射屏3统称薄膜层；所述薄膜层上有圆形放气孔6，所述放气孔6的开孔面积具有这种特征：其中，最外三层薄膜层上的所述放气孔6开孔面积可由内层到外层逐层线性增加，且最外三层薄膜层上所述放气孔6开孔面积不小于其余各层薄膜层；各层薄膜层上单个放气孔开孔面积不大于直径为3mm的圆孔面积。
47.本技术提供的运载发射主动段不易破损的航天器多层隔热组件，基于多层隔热组件各层薄膜层在发射主动段所承受的气流力从内层到外层逐层增大的规律，针对各层薄膜层放气孔做出了有针对性的改进设计。本技术针对各薄膜层压差分布的规律及其可能造成多层隔热组件破损的不良影响，有针对性的将任意两层薄膜层中，相对靠近航天器舱壁的薄膜层上的所有放气孔的总开孔面积，设置为小于或等于相对远离航天器舱壁的薄膜层上的所有放气孔的总开孔面积，一方面，这种差异化的设计可以显著降低外层薄膜层的压差，使各层薄膜层的压差更加均匀，降低在发射主动段发生破损、翘起或脱落的可能性，另一方面，又考虑到了航天器的发射成本，即尽可能不增加多层隔热组件的重量；本发明简单实
用，几乎不改变隔热性能，体现了减重、确保热控、提高结构可靠性的一体化改进设计思想。
48.本文中应用了具体个例对本技术的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本技术的方法及其核心思想。以上所述仅是本技术的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其他场合的，均应视为本技术的保护范围。