載人航天器殼體復(fù)合防熱層的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實用新型載人航天器殼體復(fù)合防熱層是一種載人航天器從大空返回大氣層，殼體以高速與空氣摩擦產(chǎn)生高溫的隔熱降溫結(jié)構(gòu)裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]我國的"小飛"飛船上天繞月返回，美國的"獵戶座"飛船到達(dá)距地球5800千米深空返回，在它們試飛中都有這樣一項任務(wù):飛船以接近第二宇宙速度11.2千米/秒重返進(jìn)入地球大氣層受到空氣摩擦影響飛船外表溫度將會升到2200攝氏度時，驗證航天器防熱技術(shù)，對防熱結(jié)構(gòu)設(shè)計進(jìn)行評估。
[0003]本實用新型載人航天器殼體防熱層是利用載人航天器自身具有的生命保障系統(tǒng)的溫控設(shè)施以它作為冷端設(shè)一蓄冷層，吸收來自防熱層的熱量。
[0004]在2200°C溫度下防熱層的結(jié)構(gòu)不能只是單純提高"特殊材料"的耐高溫的材質(zhì)，更重要是合理設(shè)計，可采用銷釘和襯料復(fù)合結(jié)構(gòu)以熱傳導(dǎo)原理使防熱層溫度降到允許工作范圍內(nèi)，載人航天器安全降落地球。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本實用新型載人航天器殼體復(fù)合防熱層目的:提供一種載人航天器殼體防熱結(jié)構(gòu)使高速摩擦產(chǎn)生的高溫降到允許溫度安全降落。
[0006]本實用新型解決技術(shù)問題是在載人航天器殼體外側(cè)上配置一組復(fù)合結(jié)構(gòu)的防熱層，所采用技術(shù)方案是:結(jié)構(gòu)主要有:復(fù)合襯料層、蓄冷層二部件組成。復(fù)合襯料層由長銷釘根部焊在航天器殼體外側(cè)，在其中段再焊接在與殼體等距的密封隔板上，短銷釘直接焊在密封隔板上，在銷釘之間有襯料填實；蓄冷層由殼體與密封隔板中間的一段是長銷釘連接，儲存冷凍液。
[0007]復(fù)合襯料層是抵御航天器殼體在高速返回大氣層與空氣摩擦產(chǎn)生高溫的燒烤。蓄冷層是吸收防熱層高溫?zé)崃康睦涠?，是在航天器返回大氣層提前開啟冷凍儲存，其儲存冷量要求在投入使用過程中保持溫度零度。冷凍液可經(jīng)計算、試測按需要吸熱量來定其用量，蓄冷層的結(jié)構(gòu)寬度尺寸也可標(biāo)定。如冷凍液過重要使火箭運(yùn)載能力增加，可考慮只要降低尖鋒溫度所需的冷卻量，隨著航天器速度降低摩擦產(chǎn)生的溫度熱量會下降，此時耐火襯料本身能抵御?？紤]安全蓄冷層要安裝安全泄壓閥門。
[0008]蓄冷層也可作航天器殼體內(nèi)部低負(fù)荷冷熱空調(diào)之用。
[0009]殼體復(fù)合防熱層工作原理:載人航天器以接近第二宇宙速度11.2千米/秒返回大氣層，殼體與空氣摩擦產(chǎn)生達(dá)2200攝氏度高溫，防熱層受到高溫?zé)?，埋在襯料里的銷釘把受到高溫的襯料熱量傳導(dǎo)給其根部蓄冷層，冷凍液吸收熱量使襯料降溫，保護(hù)襯料不受到過燒，銷釘端面上一層襯料層是保護(hù)銷釘不受過燒，它們形成相互傳熱相互保護(hù)的復(fù)合體。以蓄冷層為冷端(零度)在合適銷釘尺寸(長度和直徑)、銷釘密度(每平方米銷釘數(shù)量)和能耐高溫、導(dǎo)熱性能好的襯料(碳化硅、磷酸鋁粘結(jié)劑)組成的復(fù)合防熱層是可以降到其允許的安全工作溫度。
[0010]經(jīng)熱工計算，載人航天器殼體復(fù)合防熱層的厚度可控制在28-35毫米。我國神州九號為25毫米，美國的"獵戶座"飛船為40毫米。
[0011]在航天史上美國的航天飛機(jī)二次慘禍，14名宇航員遇難，都與航天器殼體防熱層失事有關(guān)聯(lián)的。我國計劃2030年后實施載人登月，美國計劃2021年載人飛行月球、小行星，時間緊迫。
【附圖說明】
[0012]下面結(jié)合附圖對本實用新型結(jié)構(gòu)進(jìn)一步說明
[0013]附圖1.為本實用新型的主視圖
[0014]附圖2.為本實用新型的左視圖
[0015]附圖3.為本實用新型的俯視圖
[0016]圖中1.長銷釘，2.短銷釘，3.密封隔板，4.襯料，5.冷凍液。
【具體實施方式】
[0017]在圖1，圖2，圖3實施例中:
[0018]長銷釘I根部焊在航天器殼體外側(cè)，在其中段再焊接在與殼體等距的密封隔板3上，短銷釘2根部直接焊在密封隔板3上，長銷釘I短銷釘2間隔布置。覆蓋在長銷釘I短銷釘2的襯料4是純度大于98.5%的碳化硅，稞粒度1-0.5毫米和小于0.088毫米各為百分之五十，與粘結(jié)劑磷酸鋁攪和搗實填在銷釘之間高出銷釘端面3毫米。
[0019]在蓄冷層中灌注冷凍液5(乙二醇)其冷源是利用載人航天器自身具有的生命保障系統(tǒng)的溫控設(shè)施，采用盤管熱管傳導(dǎo)。
[0020]碳化硅(SiC)稀土類耐火襯料，在還原氣氛(環(huán)境)可承受1500-1900°C，導(dǎo)熱系數(shù)λ = 5-7大卡/米.時.°C ;粘結(jié)劑磷酸鋁熔點2000°C
[0021]冷凍液乙二醇為無色無嗅味液體，沸點:192.2°C，冰點:_12.3°C，比重:(20°C ) 1.115。
[0022]航天器返回大氣層環(huán)境特點:
[0023]航天器以11.2千米/秒高速返回大氣層，與空氣摩擦阻力大產(chǎn)生2200攝氏度，不持續(xù)的尖鋒高溫，原本在大氣層高層空氣稀薄空氣密度小，空氣繞航天器殼體高速摩擦被高溫加熱，在殼體壁面上形成一空氣膨脹層，由于空氣是粘性流體使它貼附在殼體壁面上，在此時的環(huán)境特點是殼體壁面上的空氣密度遠(yuǎn)低于地球地面上空氣密度，促使這層面上的空氣比熱也相應(yīng)減小，空氣比熱直接影響空氣焓的熱量，使航天器殼體上摩擦力在其行程中所做的功轉(zhuǎn)換的熱量不是十分高的，也就是對殼體直接影響的熱流密度不十分高。
[0024]經(jīng)計算及考慮其安全系數(shù)熱流密度取其在200 X 103-250 X 13大卡/米2.時，來計算復(fù)合襯料層熱傳導(dǎo)工況及殼體防熱層溫度。
[0025]計算實例:
[0026]復(fù)合襯料層熱傳導(dǎo)程序計算
[0027]殼體熱流密度qm = 200000大卡/米~2.時u
[0028]銷釘長度:I =.012米，銷釘直徑:d =.0I米
[0029]銷釘布置密度(每平方米3800根)fd =.3米~2
[0030]銷釘導(dǎo)熱系數(shù)λ d = 29大卡/米.時.°C
[0031]銷釘端面上襯料厚度(設(shè)定)δ ' =.003米
[0032]襯料(碳化娃)層導(dǎo)熱系數(shù)λ h = 5大卡/米.時.°C
[0033]蓄冷層冷端溫度tb = (TC
[0034]密封隔板厚度δ =.003米
[0035]復(fù)合襯料層表面溫度(假設(shè)后復(fù)校)tc = 8860C
[0036]銷釘熱阻Rd = 4.137931E-04 米 ~2.時.°C / 大卡
[0037]銷釘上襯料層熱阻V = 6.000001E-04米~2.時.°C /大卡
[0038]銷釘間襯層熱阻R =.003米~2.時.V
[0039]銷釘端軸向熱流密度Ql = 366790.9大卡/米~2.時
[0040]銷釘端橫向熱流密度Q2 = 23453.52大卡/米~2.時
[0041]銷釘根平均軸向熱流密度QO = 423079.4大卡/米~2.時
[0042]復(fù)合襯料層表面計算溫度th = 886.0352°C
[0043]計算值與假定值差值小于2%，計算有效
[0044]復(fù)合襯料層熱傳導(dǎo)程序計算#
[0045]殼體熱流密度qm = 250000大卡/米~2.時u
[0046]銷釘長度:I =.012米，銷釘直徑:d =.0I米
[0047]銷釘布置密度(每平方米3800根)fd =.3米~2
[0048]銷釘導(dǎo)熱系數(shù)λ d = 29大卡/米.時.°C
[0049]銷釘端面上襯料厚度(設(shè)定)δ ' =.003米
[0050]襯料(碳化娃)層導(dǎo)熱系數(shù)λ h = 5大卡/米.時.°C[0051 ]蓄冷層冷端溫度tb = (TC
[0052]密封隔板厚度δ =.003米
[0053]復(fù)合襯料層表面溫度(假設(shè)后復(fù)校)tc = 11070C
[0054]銷釘熱阻Rd = 4.137931E-04 米 ~2.時.°C / 大卡
[0055]銷釘上襯料層熱阻V = 6.000001E-04米~2.時.°C /大卡
[0056]銷釘間襯層熱阻R =.003米~2.時.V
[0057]銷釘端軸向熱流密度Ql = 458488.7大卡/米~2.時
[0058]銷釘端橫向熱流密度Q2 = 29316.9大卡/米~2.時
[0059]銷釘根平均軸向熱流密度QO = 528849.2大卡/米~2.時
[0060]復(fù)合襯料層表面計算溫度th = 1107.5440C
[0061]計算值與假定值差值小于2%，計算有效
[0062]綜合上述計算:殼體熱流密度在200 X 13大卡/米2.時，復(fù)合襯料層表
[0063]面計算溫度th = 886.0352°C。
[0064]殼體熱流密度在250 X 13大卡/米2.時，復(fù)合襯料層表
[0065]面計算溫度th = 1107.544°C。
[0066]采用殼體復(fù)合防熱層是可行的。
【主權(quán)項】
1.一種載人航天器殼體復(fù)合防熱層，主要有:復(fù)合襯料層、蓄冷層二部件組成，其特征是:復(fù)合襯料層由長銷釘(I)根部焊在航天器殼體外側(cè)，在其中段再焊接在與殼體等距的密封隔板(3)上，短銷釘(2)直接焊在密封隔板(3)上，在銷釘之間有襯料(4)填實；蓄冷層由殼體與密封隔板(3)中間的一段是長銷釘(I)連接，儲存冷凍液(5)。
【專利摘要】載人航天器殼體復(fù)合防熱層是一種載人航天器從大空返回大氣層，殼體以高速與空氣摩擦產(chǎn)生高溫的隔熱降溫結(jié)構(gòu)裝置，保護(hù)航天器安全降落地面。在結(jié)構(gòu)上采用復(fù)合襯料以熱傳導(dǎo)原理，并用載人航天器自身具有的生命保障系統(tǒng)的溫控設(shè)施作冷端，吸收來自防熱層高溫?zé)崃渴狗罒釋咏档皆试S工作溫度。
【IPC分類】B64G1-58
【公開號】CN204507296
【申請?zhí)枴緾N201520056820
【發(fā)明人】郭樂平
【申請人】郭樂平
【公開日】2015年7月29日
【申請日】2015年1月28日