[發明專利]單端熱量集中的熱疏解優化熱防護艙板結構

在審

• 申請號: 202310583111.9
• 申請日: 2023-05-23
• 公開（公告）號: CN116620571A
• 公開（公告）日: 2023-08-22
• 發明（設計）人: 翟睿瓊;李西園;于錢;樊彥艷
• 申請（專利權）人: 北京衛星環境工程研究所
• 主分類號: B64G1/52
• 分類號: B64G1/52;B64G1/58;G06F30/20;G06F30/15;G06F119/08;G06F119/14;G06F113/26
• 代理公司: 北京志霖恒遠知識產權代理有限公司 11435
• 代理人: 郭棟梁

本發明公開了單端熱量集中的熱疏解優化熱防護艙板結構，包括燒蝕防熱層、熱疏解結構層和承力隔熱層，所述燒蝕防熱層、熱疏解結構層和承力隔熱層均為實體結構，采用機械連接配合膠接的方式進行組合固定安裝，所述燒蝕防熱層位于艙板最外層，朝向外部熱環境，所述燒蝕防熱層由耐燒蝕復合材料制成。本發明中，使得結構內部熱量快速消化能力增強，該結構通過增加一層熱量疏解鋪層，使得燒蝕層的熱量集中區域能量快速均勻擴散開來，使得結構整體平均溫度下降并減少熱應力集中，與現有的防熱結構相比，本申請的結構能夠更加快速地疏解結構一端熱量高度集中的問題，可以減輕最外部防熱層的負荷和厚度。

技術領域

本發明涉及熱防護結構技術領域，尤其涉及單端熱量集中的熱疏解優化熱防護艙板結構。

背景技術

近年來，深空探測與空間攻防已成為世界范圍內各航天大國關注的重點。其中，航天器返回艙的熱防護、攻防激光武器與細碎擦傷導致的高熱能量疏解問題在當前和未來一直是航天器保障中的一個重要內容。艙體再入大氣層，攻防中可能出現的細碎擦傷等過程中，航天器(或局部)將經歷非常劇烈的熱流變化，因此快速響應的熱量疏解能力就成為任務可靠性達成的必要基礎條件。

目前的航天器熱防護結構一般由外燒蝕層和承力隔熱層組成，通過熱防護材料的熱解、燒蝕等效應吸收或帶走熱量，防熱層與承力結構層通過膠接、螺接等形式拼接固定。實際情況中，再入或攻防擦傷所經歷的短時熱流變化非常劇烈，容易出現局部熱量過度集中的情況。因此，發展具有良好防/隔熱性能以及具有快速響應熱量疏解能力的熱防護結構就成為任務可靠性達成的必要基礎條件。

發明內容

本發明的目的在于：為了解決上述問題，使得結構內部熱量快速消化能力增強。該結構通過增加一層熱量疏解鋪層，使得燒蝕層的熱量集中區域能量快速均勻擴散開來，使得結構整體平均溫度下降并減少熱應力集中，從而提出應對單端熱量集中的熱疏解優化熱防護艙板結構。

為了實現上述目的，本發明采用了如下技術方案：

單端熱量集中的熱疏解優化熱防護艙板結構，包括燒蝕防熱層、熱疏解結構層和承力隔熱層，所述燒蝕防熱層、熱疏解結構層和承力隔熱層均為實體結構，采用機械連接配合膠接的方式進行組合固定安裝。

優選地，所述燒蝕防熱層位于艙板最外層，朝向外部熱環境，所述燒蝕防熱層由耐燒蝕復合材料制成。

優選地，所述熱疏解結構層為中間夾層，由高熱導率材料配合輕質低密度材料制成。

優選地，所述承力隔熱層位于最內層，朝向被保護艙內結構，由蜂窩材料制成，起到力學支撐作用。

優選地，所述機械連接采用耐高溫非金屬螺釘連接方式。

優選地，所述熱疏解結構層材料按照優化設計給出布設結果，所述優化設計流程，包括以下步驟：

S1、建立結構模型，并確定換熱結構設計區域；

S2、設定區域導熱屬性，確定熱傳導計算式，設定定義域的邊界條件，并添加設計區域內的約束條件，即區域內最大溫差約束和兩種材料體積分數；

S3、設立目標函數，即溫度場達到穩態時區域內平均最低，且區域內最大溫差最小，并給出其數學模型；

S4、確定控制方程，即穩態溫度平衡方程；

S5、在定義域內對設計區域和非設計區域分別劃分不同密度的網格；

S6、將單元熱導率作為設計變量，設置設計區域內單元的初始熱導率；

S7、進行區域內熱流密度計算；

S8、判別單元效能；

S9、將高效能單元區域材料更替為高熱導率材料；

S10、在設計區域內對設計變量進行迭代計算，至目標函數收斂；