[发明专利]一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器

说明书

本发明涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，其中，航天器尾焰防护隔热装置主要应用于外承力筒式构型航天器的主发动机尾焰的防护与隔热，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，所述框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，所述隔热屏组件覆盖安装在所述框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。本发明的航天器尾焰防护隔热装置实现了耐高温、隔热性好、质量轻等有益效果。

技术领域

本发明涉及航天热控装配，具体地，涉及一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器。

背景技术

由于变轨或轨道机动的需求，载人飞船、货运飞船、深空探测飞行器等航天器一般装备有用于轨道控制的大推力主发动机。大推力主发动机在工作时，其喷管会直接产生高温尾焰，发动机燃烧室部分结构也会辐射出高温热流。对上述高温尾焰和高温热流若不加防护，则会对航天器内部的仪器设备产生恶劣影响，易导致仪器设备受高温辐射而温度过高，降低仪器设备的可靠性和寿命。

为保证航天器上的仪器设备处于一定的温度环境下可靠运行，在航天器设计中需要对航天器进行热控设计。航天器一般设置有多个舱室，对于舱内仪器设备的热控环境，需要设置一个密闭空间，使舱内仪器设备与舱外恶劣的空间环境相隔离，通过主被动热控手段，使舱内的温度环境满足仪器设备正常运行的范围要求。

载人飞船、货运飞船、深空探测飞行器等航天器一般采用外承力筒构型推进舱，推进舱尾部呈敞开形式，为使航天器推进舱内的仪器设备不受主发动机高温尾焰和高温热流影响，需要设置隔热装置使推进舱形成封闭隔热空间，保证推进舱内安装的仪器设备具有良好的温度环境。

发明内容

本发明的目的在于提供一种航天器尾焰防护隔热装置以及航天器，以解决在现有技术中外承力筒构型推进舱内的仪器设备受主发动机高温尾焰和高温热流影响的技术问题。

为了解决上述问题，本发明提供了一种航天器尾焰防护隔热装置，包括框架结构、隔热板组件和隔热屏组件，框架结构作为整个装置的支撑结构，所述隔热板组件置于所述框架结构和隔热屏组件之间，隔热屏组件覆盖安装在框架结构和隔热板组件外侧，以形成一封闭阻隔层。

优选地，所述框架结构包括支撑内环、支撑中环、支撑外环、若干第一加强杆、若干第二加强杆和若干第三加强杆，其中，

所述支撑内环通过所述第一加强杆与所述支撑中环连接，形成一倒圆台框架结构一；

所述支撑中环通过所述第二加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构一；

所述支撑内环通过所述第三加强杆与所述支撑外环连接，形成一圆台框架结构二。

所述圆台框架结构一、圆台框架结构二和倒圆台框架结构一同轴，且所述圆台框架结构二和倒圆台框架结构一处于所述圆台框架结构一的内部。

优选地，所述第一加强杆、第二加强杆和第三加强杆采用T字形桁条型材。

优选地，所述隔热屏组件在所述框架结构外侧沿所述倒圆台框架结构一内表面和圆台框架结构二外表面形成完整包覆。

优选地，所述支撑内环由若干第一弧条组成，所述支撑中环由若干第二弧条组成，所述支撑外环由若干第三弧条组成。

优选地，第一弧条、第二弧条和第三弧条均采用厂字形桁条型材。

优选地，所述隔热板组件由若干铝合金薄壁板拼接而成，拼接处设置有主发动机喷管安装孔。

优选地，所述隔热屏组件采用多片薄壁金属板层叠而成。

优选地，所述框架结构还包括用于与航天器连接的若干第一接头和若干第二接头，所述第一接头均匀分布于所述支撑内环，所述第二接头均匀分布于所述支撑外环。