阅读说明：本技术 一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统 (Multilayer heat insulation assembly system for increasing heat insulation effect of spacecraft ) 是由 殷亚州 付伟纯 杨琦 韩东阳 肖朋 江利锋 余雷 张新伟 于 2020-06-30 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统,包括第一多层隔热组件、第二多层隔热组件；第一多层隔热组件、第二多层隔热组件先后包覆在被隔热航天器结构的外表面,第一多层隔热组件与被隔热航天器结构表面贴合；第一多层隔热组件、第二多层隔热组件之间保持一定间隙。本发明解决了现有航天器热控设计中因反射屏之间接触导热造成多层隔热组件隔热不充分,以及为加强多层隔热组件隔热效果而增加结构套筒等大型结构件导致热控设计尺寸和重量超限的问题。(The invention relates to a multi-layer heat insulation assembly system for increasing heat insulation effect of a spacecraft, which comprises a first multi-layer heat insulation assembly and a second multi-layer heat insulation assembly; the first multilayer heat insulation assembly and the second multilayer heat insulation assembly are sequentially coated on the outer surface of the insulated spacecraft structure, and the first multilayer heat insulation assembly is attached to the surface of the insulated spacecraft structure; a certain gap is kept between the first multi-layer heat insulation assembly and the second multi-layer heat insulation assembly. The invention solves the problems that the heat insulation of the multilayer heat insulation assembly is insufficient due to the contact heat conduction between the reflecting screens in the existing spacecraft heat control design, and the size and weight of the heat control design are over-limit due to the addition of large structural members such as structural sleeves and the like for enhancing the heat insulation effect of the multilayer heat insulation assembly.)

一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统

技术领域

本发明属于航天器热控制领域，涉及一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统。

背景技术

航天器热控设计中，通常采用包覆多层隔热组件的隔热方法，实现航天器保温、或者减小外热流影响，从而实现航天器温度的相对稳定。

目前航天器热控制中常用的多层隔热组件由高反射率的反射屏和间隔层组成；安装方式一般采用一对分别固定在结构件和多层隔热组件的尼龙搭扣对粘，或者一个压片配合一个固定在结构件上销钉将多层隔热组件限定的方式。其隔热原理是利用反射屏的层层反射，对辐射热流造成很高的热阻，各反射屏之间利用间隔层尽量减少反射屏之间的接触，保持一定的真空度，使整个系统能够有效地隔热。但是随着航天器的功能日益复杂，温度控制的稳定性和一致性要求越来越高，采用高精度主动控温技术的同时，外部空间环境热流的影响对多层隔热效果的也提出了新的挑战，如某型号为了适应复杂多变的外界热环境，要求大尺寸相机主结构温度波动、温差必须在某一范围内，且外部包络尺寸以及重量要求不能够增加挡板结构进行多层的安装。采用一个组件的多层隔热系统，不同方向外热流差异造成的结构温差超过2℃，不能满足系统对温度的要求；外部增加挡板使得热控设计严重超出包络尺寸，且重量增加较多，不符合总体减重的要求。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术方案的不足，提供一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统，解决现有航天器热控设计中因反射屏之间接触导热造成多层隔热组件隔热不充分，以及为加强多层隔热组件隔热效果而增加结构套筒等大型结构件导致热控设计尺寸和重量超限的问题。

本发明采用的技术解决方案是：一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统，该多层隔热组件系统包括第一多层隔热组件、第二多层隔热组件；

第一多层隔热组件、第二多层隔热组件先后包覆在被隔热航天器结构的外表面，第一多层隔热组件与被隔热航天器结构表面贴合；第一多层隔热组件、第二多层隔热组件之间保持一定间隙。

第一多层隔热组件和第二多层隔热组件通过销钉和与之适配的压片支撑和固定；

所述销钉上沿轴向方向的外周依次设有三个环形结构的卡槽，记为第一卡槽、第二卡槽和第三卡槽；压片为径向带有缺口的环形片状结构，压片的内径与第一卡槽、第二卡槽和第三卡槽处销钉的外径匹配，错开压片缺口能够将压片嵌入卡槽中；第一卡槽中嵌入第一压片，用于被隔热航天器结构表面固定第一多层隔热组件；第二卡槽中嵌入第二压片，用于隔开第一多层隔热组件和第二多层隔热组件，同时支撑第二多层隔热组件；第三卡槽中嵌入第三压片，用于固定第二多层隔热组件。

所述第一多层隔热组件和第二多层隔热组件均按照一层反射屏和一层间隔层叠加铺设，铺设的多层隔热组件层数满足隔热要求后，在最上层铺设一层加厚反射屏。

所述第一多层隔热组件和第二多层隔热组件的反射屏和间隔层，在不超过120℃使用环境中分别采用双面镀铝聚酯膜和涤纶网，在120℃～300℃使用环境中分别采用双面镀铝聚酰亚胺膜和涤纶网，在超过300℃的使用环境中分别采用镍箔和高硅氧玻璃纤维布。

所述多层隔热组件有减重要求时，可适当增加相邻反射屏之间间隔层数量、同时减少多层隔热组件总反射屏数量。

所述销钉和压片均采用导热系数低于20W/(m·K)的低导热材料制成。

所述销钉的总高度L满足如下条件：作用于第三卡槽处的9.8N水平拉力作用下，销钉不脱落；

所述销钉上第一卡槽与第二卡槽之间的间距L2的取值范围为：

(Φ_孔-Φ)²+2S(Φ_孔-Φ)≤L2≤L-(L1+L3+R+H+3σ)

其中，Φ_孔为多层隔热组件的开孔直径；Φ为销钉的直径；S为相邻两个销钉之间的距离，L1为第一多层隔热组件安装区域对应销钉高度，L3为第二多层隔热组件安装区域对应销钉高度，σ为卡槽高度，R为端部球面半径，H为销钉安装底座厚度和销钉球头沿销钉高度之和。

所述销钉上第一多层隔热组件安装区域对应销钉高度L1和二多层隔热组件安装区域对应销钉高度L3为对应位置的第一非多层隔热组件和第二多层隔热组件厚度的基础上的加工余量增加1mm。

所述销钉上卡槽直径比销钉直径小1.3mm～1.7mm，卡槽高度0.5mm～1mm；压片与卡槽的适配关系为：压片内径介于卡槽直径与销钉直径之间，最优为两者的中间值；压片外径与销钉安装底座外径相等；压片厚度比卡槽高度小0～0.2mm。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)、本发明通过销定和压片配合实现的尺寸限定，完全隔绝了两个反射屏之间的接触导热，实现了多层隔热组件之间完全不接触，从而有效增加了多层隔热组件的隔热效果。

(2)、本发明对于暴露在航天器外部的精密结构，避免了使用套筒、挡板等传统方式来隔绝外部热流的影响，大大降低了热控设计重量需求。

(3)、本发明相对于常规销钉增加的高度不超过20mm，降低了热控设计的尺寸要求。

附图说明

图1是实现本发明的多层隔热组件的一种安装示意图；

图2(a)是实现本发明的销钉结构示意图；

图2(b)是实现本发明的与销钉适配的压片结构示意图；

图3(a)是实现本发明的一种销钉设计尺寸；

图3(b)是实现本发明的与图3(a)相适配的压片设计尺寸。

具体实施方式

以下结合附图与具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明提供的一种用于航天器增加隔热效果的多层隔热组件系统，该多层隔热组件系统采用低导热材料制作的三卡槽销钉以及内径与销钉卡槽尺寸相匹配的压片作为固定结构；多层隔热组件采用压片限定位置的固定方式：最靠近航天器结构的第一多层隔热组件采用第一压片固定，第二多层隔热组件采用第二压片和第三压片进行支撑和固定。

如图1和图2所示，本发明的某一具体实施例中，多层隔热组件系统包括第一多层隔热组件、第二多层隔热组件；

第一多层隔热组件、第二多层隔热组件先后包覆在被隔热航天器结构的外表面，第一多层隔热组件与被隔热航天器结构表面贴合；第一多层隔热组件、第二多层隔热组件之间保持一定间隙。

所述第一多层隔热组件和第二多层隔热组件通过销钉和与之适配的压片支撑和固定；

所述销钉上沿轴向方向的外周依次设有三个环形结构的卡槽，记为第一卡槽、第二卡槽和第三卡槽；压片为径向带有缺口的环形片状结构，压片的内径与第一卡槽、第二卡槽和第三卡槽处销钉的外径匹配，错开压片缺口能够将压片嵌入卡槽中；第一卡槽中嵌入第一压片，用于被隔热航天器结构表面固定第一多层隔热组件；第二卡槽中嵌入第二压片，用于隔开第一多层隔热组件和第二多层隔热组件，同时支撑第二多层隔热组件；第三卡槽中嵌入第三压片，用于固定第二多层隔热组件。

所述第一多层隔热组件和第二多层隔热组件均按照一层反射屏和一层间隔层叠加铺设，铺设的多层隔热组件层数满足要求后，在最上层铺设一层反射屏，例如15个单元的多层隔热组件，是由16层反射屏和15层间隔层相叠而成，其中最外层的反射屏均为加厚的面膜，第二多层隔热组件面对外部空间的面膜应符合空间环境辐照要求。

所述第一多层隔热组件和第二多层隔热组件的反射屏和间隔层，在不超过120℃使用环境中分别采用双面镀铝聚酯膜和涤纶网，在120℃～300℃使用环境中分别采用双面镀铝聚酰亚胺膜和涤纶网，在超过300℃的使用环境中分别采用镍箔和高硅氧玻璃纤维布。

所述多层隔热组件有减重要求时，可适当增加相邻反射屏之间间隔层数量、同时减少多层隔热组件总反射屏数量。

所述销钉和压片均采用导热系数低于20W/(m·K)的低导热材料制成。例如：聚酰亚胺、钛合金、不锈钢等。

所述销钉的总高度L满足如下条件：作用于第三卡槽处的9.8N水平拉力作用下，销钉不脱落；

所述销钉上第一卡槽与第二卡槽之间的间距L2的取值范围为：

(Φ_孔-Φ)²+2S(Φ_孔-Φ)≤L2≤L-(L1+L3+R+H+3σ)

其中，Φ_孔为多层隔热组件的开孔直径；Φ为销钉的直径；S为相邻两个销钉之间的距离，L1为第一多层隔热组件安装区域对应销钉高度，L3为第二多层隔热组件安装区域对应销钉高度，σ为卡槽高度，R为端部球面半径，H为销钉安装底座厚度和销钉球头沿销钉高度的加工余量之和。销钉安装底座厚度通常取值1mm～1.5mm，考虑球头沿销钉的加工余量，H取值为2mm。

所述销钉上第一多层隔热组件安装区域对应销钉高度L1和二多层隔热组件安装区域对应销钉高度L3为对应位置的第一多层隔热组件和第二多层隔热组件厚度的基础上的加工余量增加1mm，以实现固定点多层蓬松、不紧绷状态。

所述销钉上卡槽直径比销钉直径小1.3mm～1.7mm，卡槽高度0.5mm～1mm；压片与卡槽的适配关系为：压片内径介于卡槽直径与销钉直径之间，最优为两者的中间值；压片外径与销钉安装底座外径相等；压片厚度比卡槽高度小0～0.2mm。

本发明中，通过卡槽销钉配合压片的安装方式，基于两个压片，一个用于支撑多层间隙，另一个用于多层隔热组件固定的安装形式。不同单元数的多层隔热组件可以相配合使用。

上述具有增加隔热效果的多层隔热组件系统的制备步骤包括：

(1)、根据航天器热控设计中温度稳定性设计要求选择多层隔热组件的数量和单元数，由多层厚度以及多层安装工艺中蓬松、不紧绷状态确定L1和L3；销钉直径Φ根据轻便的设计思路和卡槽直径的反向约束,通常取值3mm～5mm，预计的销钉设计高度越大，直径取值越大；多层上配打的销钉孔直径Φ_孔比销钉直径Φ大0.5mm～1mm，外部温度环境波动越大，取值越大；安装多层区域的平面尺寸合理布局销钉,通常销钉的间距S为150mm～250mm,根据L2的取值范围公式,确定L2的最小值；采用胶粘剂GD414硅橡胶粘贴的销钉高度L在50mm范围内满足9.8N水平拉力不脱落的要求，其他固定方式需提前经过端部9.8N水平拉力确定L高度，进而确定L2的最大值；卡槽高度0.5mm～1mm；卡槽直径比销钉直径小1.3mm～1.7mm；

(2)、将三卡槽的销钉采用硅橡胶等胶粘剂安装在航天器结构表面，固化后逐个在第三卡槽处施加9.8N水平拉力进行拉力试验验证；

(3)、第一多层隔热组件按照销钉位置配打安装孔，依次套入销钉，铺设平整后，逐个嵌入第一压片，同时嵌入第二压片；

(4)、第二多层隔热组件按照销钉位置配打安装孔，依次套入销钉，铺设平整后，逐个嵌入第三压片。

实施例

某型号卫星大尺寸相机主结构安装在载荷舱顶部，直接暴露在舱外，要求其温度波动不超过±1.5℃、最大温差变化不超过1℃，且相机热控实施后外扩的尺寸不能超过50mm。根据太阳同步轨道各方向卫星外热流特点，采用常规舱外包覆15单元多层隔热组件方式，单个轨道周期内最大温度波动超过2℃，与其他不受太阳直照的区域最大温差变化超过2℃，单纯的增加多层隔热组件单元数，对于减小多层当量辐射系数的效果不明显。

(1)根据热控设计重量、尺寸约束、温度要求综合考虑，热控设计方案确定图1中第一多层隔热组件和第二多层隔热组件均为10单元，反射屏为6um厚的双面镀铝聚酯膜，间隔层为涤纶网，第一多层隔热组件最外侧面膜采用加厚的18um厚的双面镀铝聚酯膜，第二多层隔热组件多层对外部空间的面膜为75um厚带导电涂层的F46镀银二次表面镜。从而确定：

a、三卡槽销钉的各部位尺寸见图3(a)；

具体地，多层厚度确定对应的销钉上固定内部多层的高度L1取值3mm，固定外部多层的高度L3取值4mm；销钉直径4.5mm，多层配打孔直径5mm；销钉布局间距180mm，销钉上用于支撑两部分多层隔热组件之间间隙的高度L2，取值15mm；卡槽直径3mm，厚度0.6mm；销钉高度27.7mm。

b、与销钉适配的压片尺寸见图3(b)；

第一压片、第二压片、第三压片的形状与构造相同，缺口的角度为20°。第一压片、第二压片、第三压片的内径3.5mm，外径为14mm；压片高度0.6mm。

(2)50个聚酰亚胺三卡槽销钉小批量生产后，采用GD414硅橡胶粘贴固化后，通过水平拉力测试，正常投产三卡槽销钉和压片；

(3)将三卡槽的销钉安装在航天器结构表面，固化后每个销钉均需要进行水平拉力试验验证；

(4)10单元的多层隔热组件按照销钉位置配打安装孔，依次套入销钉，铺设平整后，逐个嵌入图1中的第一压片和第二压片；

(5)导电涂层的F46镀银二次表面镜为外表面膜的10单元多层隔热组件按照销钉位置配打安装孔，依次套入销钉，铺设平整后，逐个嵌入图1中的第三压片。

本发明提出的隔热组件系统，在某太阳同步轨道型号得到了在轨验证，每个轨道周期的温度波动不超过0.3℃，在轨实测数据表明上述隔热系统是成功、合理的。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。