[實用新型]載人航天器殼體復合防熱層

有效

• 申請號: 201520056820.2
• 申請日: 2015-01-28
• 公開（公告）號: CN204507296U
• 公開（公告）日: 2015-07-29
• 發明（設計）人: 郭樂平
• 申請（專利權）人: 郭樂平
• 主分類號: B64G1/58
• 分類號: B64G1/58
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術領域

本實用新型載人航天器殼體復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生高溫的隔熱降溫結構裝置。

背景技術

我國的″小飛″飛船上天繞月返回，美國的″獵戶座″飛船到達距地球5800千米深空返回，在它們試飛中都有這樣一項任務：飛船以接近第二宇宙速度11.2千米/秒重返進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，對防熱結構設計進行評估。

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的溫控設施以它作為冷端設一蓄冷層，吸收來自防熱層的熱量。

在2200℃溫度下防熱層的結構不能只是單純提高″特殊材料″的耐高溫的材質，更重要是合理設計，可采用銷釘和襯料復合結構以熱傳導原理使防熱層溫度降到允許工作范圍內，載人航天器安全降落地球。

發明內容

本實用新型載人航天器殼體復合防熱層目的：提供一種載人航天器殼體防熱結構使高速摩擦產生的高溫降到允許溫度安全降落。

本實用新型解決技術問題是在載人航天器殼體外側上配置一組復合結構的防熱層，所采用技術方案是：結構主要有：復合襯料層、蓄冷層二部件組成。復合襯料層由長銷釘根部焊在航天器殼體外側，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。

復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生高溫的燒烤。蓄冷層是吸收防熱層高溫熱量的冷端，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。冷凍液可經計算、試測按需要吸熱量來定其用量，蓄冷層的結構寬度尺寸也可標定。如冷凍液過重要使火箭運載能力增加，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生的溫度熱量會下降，此時耐火襯料本身能抵御。考慮安全蓄冷層要安裝安全泄壓閥門。

蓄冷層也可作航天器殼體內部低負荷冷熱空調之用。

殼體復合防熱層工作原理：載人航天器以接近第二宇宙速度11.2千米/秒返回大氣層，殼體與空氣摩擦產生達2200攝氏度高溫，防熱層受到高溫燒烤，埋在襯料里的銷釘把受到高溫的襯料熱量傳導給其根部蓄冷層，冷凍液吸收熱量使襯料降溫，保護襯料不受到過燒，銷釘端面上一層襯料層是保護銷釘不受過燒，它們形成相互傳熱?相互保護的復合體。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(每平方米銷釘數量)和能耐高溫、導熱性能好的襯料(碳化硅、磷酸鋁粘結劑)組成的復合防熱層是可以降到其允許的安全工作溫度。

經熱工計算，載人航天器殼體復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。

在航天史上美國的航天飛機二次慘禍，14名宇航員遇難，都與航天器殼體防熱層失事有關聯的。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

下面結合附圖對本實用新型結構進一步說明

附圖1.為本實用新型的主視圖

附圖2.為本實用新型的左視圖

附圖3.為本實用新型的俯視圖

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

在圖1，圖2，圖3實施例中：?

長銷釘1根部焊在航天器殼體外側，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1短銷釘2間隔布置。覆蓋在長銷釘1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，與粘結劑磷酸鋁攪和搗實填在銷釘之間高出銷釘端面3毫米。

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的溫控設施，采用盤管熱管傳導。

碳化硅(SiC)稀土類耐火襯料，在還原氣氛(環境)可承受1500-1900℃，導熱系數λ＝5-7大卡/米.時.℃；粘結劑磷酸鋁熔點2000℃

冷凍液乙二醇為無色無嗅味液體，沸點：192.2℃，冰點：-12.3℃，比重：(20℃)1.115。

航天器返回大氣層環境特點：