[实用新型]载人航天器壳体复合防热层

说明书

技术领域

本实用新型载人航天器壳体复合防热层是一种载人航天器从大空返回大气层，壳体以高速与空气摩擦产生高温的隔热降温结构装置。

背景技术

我国的″小飞″飞船上天绕月返回，美国的″猎户座″飞船到达距地球5800千米深空返回，在它们试飞中都有这样一项任务：飞船以接近第二宇宙速度11.2千米/秒重返进入地球大气层受到空气摩擦影响飞船外表温度将会升到2200摄氏度时，验证航天器防热技术，对防热结构设计进行评估。

本实用新型载人航天器壳体防热层是利用载人航天器自身具有的生命保障系统的温控设施以它作为冷端设一蓄冷层，吸收来自防热层的热量。

在2200℃温度下防热层的结构不能只是单纯提高″特殊材料″的耐高温的材质，更重要是合理设计，可采用销钉和衬料复合结构以热传导原理使防热层温度降到允许工作范围内，载人航天器安全降落地球。

发明内容

本实用新型载人航天器壳体复合防热层目的：提供一种载人航天器壳体防热结构使高速摩擦产生的高温降到允许温度安全降落。

本实用新型解决技术问题是在载人航天器壳体外侧上配置一组复合结构的防热层，所采用技术方案是：结构主要有：复合衬料层、蓄冷层二部件组成。复合衬料层由长销钉根部焊在航天器壳体外侧，在其中段再焊接在与壳体等距的密封隔板上，短销钉直接焊在密封隔板上，在销钉之间有衬料填实；蓄冷层由壳体与密封隔板中间的一段是长销钉连接，储存冷冻液。

复合衬料层是抵御航天器壳体在高速返回大气层与空气摩擦产生高温的烧烤。蓄冷层是吸收防热层高温热量的冷端，是在航天器返回大气层提前开启冷冻储存，其储存冷量要求在投入使用过程中保持温度零度。冷冻液可经计算、试测按需要吸热量来定其用量，蓄冷层的结构宽度尺寸也可标定。如冷冻液过重要使火箭运载能力增加，可考虑只要降低尖锋温度所需的冷却量，随着航天器速度降低摩擦产生的温度热量会下降，此时耐火衬料本身能抵御。考虑安全蓄冷层要安装安全泄压阀门。

蓄冷层也可作航天器壳体内部低负荷冷热空调之用。

壳体复合防热层工作原理：载人航天器以接近第二宇宙速度11.2千米/秒返回大气层，壳体与空气摩擦产生达2200摄氏度高温，防热层受到高温烧烤，埋在衬料里的销钉把受到高温的衬料热量传导给其根部蓄冷层，冷冻液吸收热量使衬料降温，保护衬料不受到过烧，销钉端面上一层衬料层是保护销钉不受过烧，它们形成相互传热 相互保护的复合体。以蓄冷层为冷端(零度)在合适销钉尺寸(长度和直径)、销钉密度(每平方米销钉数量)和能耐高温、导热性能好的衬料(碳化硅、磷酸铝粘结剂)组成的复合防热层是可以降到其允许的安全工作温度。

经热工计算，载人航天器壳体复合防热层的厚度可控制在28-35毫米。我国神州九号为25毫米，美国的″猎户座″飞船为40毫米。

在航天史上美国的航天飞机二次惨祸，14名宇航员遇难，都与航天器壳体防热层失事有关联的。我国计划2030年后实施载人登月，美国计划2021年载人飞行月球、小行星，时间紧迫。

附图说明

下面结合附图对本实用新型结构进一步说明

附图1.为本实用新型的主视图

附图2.为本实用新型的左视图

附图3.为本实用新型的俯视图

图中1.长销钉，2.短销钉，3.密封隔板，4.衬料，5.冷冻液。

具体实施方式

在图1，图2，图3实施例中： 

长销钉1根部焊在航天器壳体外侧，在其中段再焊接在与壳体等距的密封隔板3上，短销钉2根部直接焊在密封隔板3上，长销钉1短销钉2间隔布置。覆盖在长销钉1短销钉2的衬料4是纯度大于98.5％的碳化硅，稞粒度1-0.5毫米和小于0.088毫米各为百分之五十，与粘结剂磷酸铝搅和捣实填在销钉之间高出销钉端面3毫米。

在蓄冷层中灌注冷冻液5(乙二醇)其冷源是利用载人航天器自身具有的生命保障系统的温控设施，采用盘管热管传导。

碳化硅(SiC)稀土类耐火衬料，在还原气氛(环境)可承受1500-1900℃，导热系数λ＝5-7大卡/米.时.℃；粘结剂磷酸铝熔点2000℃

冷冻液乙二醇为无色无嗅味液体，沸点：192.2℃，冰点：-12.3℃，比重：(20℃)1.115。

航天器返回大气层环境特点：