一种用于航天器的羽流防护装置的制作方法

1.本发明属于航天工程技术领域，具体涉及一种用于航天器的羽流防护装置。


背景技术：

2.航天器(spacecraft)，又称空间飞行器、太空飞行器，按照天体力学的规律在太空运行，执行探索、开发、利用太空和天体等特定任务。
3.随着航天技术的发展以及对空间探索任务的提升，航天器规模越来越大，且航天器在轨期间需要发动机多次工作进行飞行器调姿及变轨。航天器的发动机工作时会喷射高温羽流粒子，高温羽流粒子冲击到航天器设备或电缆表面会使设备表面温度在较短的时间内提升到很高的温度而遭到损坏，影响航天器正常工作，因此需要防护装置对受高温羽流粒子冲击的设备进行保护、使设备免受高温羽流粒子的影响。
4.航天器在轨期间，航天员执行任务需要对防护装置进行在轨装卸。由于受航天器设备布局和设备构型、防护装置重量以及航天员操作能力等多方面因素的限制，现有的羽流防护装置无法在满足防护装置的刚度与强度要求的同时能够满足航天员的在轨操作需求，满足刚度、强度要求的羽流防护装置通常重量很大，使得航天员在轨装卸该装置难度大、操作困难。


技术实现要素：

5.为了解决现有羽流防护装置重量大、航天员在轨操作困难等问题，本发明提出了一种用于航天器的羽流防护装置，所述羽流防护装置包含：
6.防护墙体，设置于航天器的设备与发动机的羽流喷口之间，用来支撑热控多层；所述防护墙体包含支座层和防护层，所述防护层设置于所述支座层上方，且所述防护层与所述支座层之间可拆卸或安装；
7.热控多层，铺设于所述防护墙体靠近羽流喷口的表面，用于将羽流喷口喷出的羽流粒子与航天器设备隔离。
8.可选的，所述防护墙体还包含连接层；
9.所述连接层位于所述支座层和防护层之间，连接所述支座层和防护层；
10.所述防护层与所述连接层之间可拆卸或安装。
11.可选的，所述防护墙体为铝合金材料制备的框架结构，其中，
12.所述防护墙体上设有若干开孔，用来减小装置的重量。
13.可选的，所述防护墙体通过所述支座层固定设置于航天器上；
14.所述支座层包含底座，以及位于底座上的第一支撑部和第二支撑部；
15.其中，所述底座固定设置于航天器上，第一支撑部和第二支撑部用于支撑所述防护层，或所述连接层和防护层。
16.可选的，所述支座层上开设有若干开孔；
17.第一支撑部和第二支撑部分别设置于所述底座的两端，且第一支撑部在所述底座
的设置方向，与第二支撑部在所述底座的设置方向相互垂直。
18.可选的，所述防护墙体通过所述防护层来承载羽流粒子的冲击；
19.所述防护层具有导流面、以及第一安装部和第二安装部，且第一安装部和第二安装部位于所述导流面的下方；
20.其中，第一安装部和第二安装部用于与所述支座层或连接层固定连接；
21.所述导流面倾斜设置，用于引导羽流粒子向偏离航天器设备的方向流动；
22.所述防护层上开设有若干开孔。
23.可选的，所述连接层包含连接梁、第一连接部和第二连接部；
24.第一连接部和第二连接部分别设置于所述连接梁的两侧；
25.所述连接层通过第一连接部和第二连接部连接所述支座层和防护层；
26.所述连接层上开设有若干开孔。
27.可选的，所述防护层与所述支座层的接触面设置有凹凸结构；或
28.所述连接层与所述防护层或所述支座层的接触面设置有凹凸结构。
29.可选的，所述羽流防护装置还包含第一防护板和第二防护板，用于引导羽流粒子向偏离航天器设备的方向流动；
30.第一防护板在所述防护层的顶部倾斜向上设置；
31.第二防护板在所述防护墙体的第一侧倾斜向外设置，所述第一侧为所述防护墙体靠近航天器设备的侧。
32.可选的，所述防护层的顶部安装设置有安装插座，用于安装固定运输把手。
33.与现有技术相比，本发明提供的用于航天器的羽流防护装置具有以下优点或有益效果：
34.本发明提供的用于航天器的羽流防护装置，置于航天器的设备与发动机的羽流喷口之间，通过在所述防护墙体的表面铺设热控多层来将羽流喷口喷出的羽流粒子与航天器设备隔离，防止高温羽流粒子冲击、损坏航天器设备；本发明中所述防护墙体采用铝合金材料制备的框架结构，且在满足刚度、强度要求的同时，所述防护墙体上还开设若干开孔，尽可能地减轻所述羽流防护装置的重量，方便航天员在轨装卸该装置；本发明中所述防护层与所述支座层或连接层之间可拆卸或安装，航天员在轨执行任务时可根据需要只装卸所述防护层部分，进一步减轻了航天员在轨操作的装置的重量。本发明提供的用于航天器的羽流防护装置，在满足了装置的刚度、强度要求的同时极大地减轻了装置的重量，降低了航天员在轨装卸该装置难度，操作更加方便、安全，具有良好的应用前景。
附图说明
35.图1为本发明实施例一中所述用于航天器的羽流防护装置设置于航天器的设备与发动机的羽流喷口之间的示意图；
36.图2为本发明实施例一中所述用于航天器的羽流防护装置的结构示意图；
37.图3为本发明实施例一中所述防护墙体的结构示意图；
38.图4为本发明实施例一中所述支座层的结构示意图；
39.图5为本发明实施例一中所述连接层的结构示意图；
40.图6为本发明实施例一中所述连接层与支座层或防护层接触面的凹凸结构示意
图；
41.图7为本发明实施例一中所述防护层的结构示意图；
42.图8为安装有运输把手的用于航天器的羽流防护装置的示意图。
具体实施方式
43.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
44.需要说明的是，在本文中，术语“包括”、“包含”、“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者终端设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者终端设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
或“包含
……”
限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者终端设备中还存在另外的要素。
45.需说明的是，附图均采用非常简化的形式且均使用非精准的比率，仅用以方便、明晰地辅助说明本发明一实施例的目的。
46.实施例一
47.图1为本发明实施例一中所述用于航天器的羽流防护装置设置于航天器的设备与发动机的羽流喷口之间的示意图；如图1所示，本发明提出的用于航天器的羽流防护装置100，设置在航天器的设备200与发动机的羽流喷口300之间，将羽流喷口300喷出的羽流粒子与航天器设备200隔离，防止高温羽流粒子冲击、损坏航天器设备，从而起到保护航天器设备的作用。
48.图2为本发明实施例一中所述用于航天器的羽流防护装置的结构示意图，图3为本发明实施例一中所述防护墙体的结构示意图。所述羽流防护装置100包含防护墙体和热控多层110，配合参见图1-3，所述防护墙体固定设置于所述航天器400上，且位于航天器的设备200与发动机的羽流喷口300之间，用于支撑所述热控多层110；所述热控多层110铺设在所述防护墙体的表面，用于将羽流喷口300喷出的羽流粒子与航天器设备200隔离开。
49.本发明实施例中所述防护墙体为框架结构的墙体，且采用铝合金材料制备，在保障刚度、强度要求的同时又限制了所述防护墙体的重量。框架结构的防护墙体具有大量的空隙，为了防止羽流粒子穿过防护墙体的空隙冲击航天器的设备200，本发明在所述防护墙体的表面铺设有热控多层110。所述热控多层110质轻、属于柔性产品，能够根据所述防护墙体的表面形状覆盖在所述防护墙体的表面上。本发明实施例一中，所述热控多层110铺设在所述防护墙体靠近发动机羽流喷口300的表面上；所述热控多层110本身能够阻挡羽流粒子穿过防护墙体冲击航天器设备200，且，所述热控多层110在真空下具有极好的隔热性能，能够在一定程度上阻止高温羽流粒子的热量传导到航天器设备200上，影响航天器设备200正常工作。本发明实施例一中，所述防护墙体，其本身在保障刚度、强度要求的同时还开设有若干开孔，以减轻所述防护墙体的重量，如图3所示。
50.如图3所示，本发明实施例一中所述防护墙体包含支座层120、连接层130和防护层
140；其中，所述支座层120固定设置于航天器400上；所述防护层140设置于所述支座层120的上方，主要用来支撑热控多层110、承载羽流粒子的冲击；所述连接层130位于所述支座层120和防护层140之间，连接所述支座层和防护层。
51.图4为本发明所述支座层的结构示意图；如图4所示，所述支座层120进一步包含底座121、第一支撑部122和第二支撑部123，第一支撑部122和第二支撑部123位于底座121上，其中，所述底座121用于固定设置于航天器400上，第一支撑部122和第二支撑部123用于支撑防护层140和连接层130。
52.在本发明的一实施方式中，所述支座层120通过底座121与航天器400固定连接，所述底座121与航天器400之间可采用松不脱螺钉180等连接机构固定连接，通过该处的松不脱螺钉180，航天员在轨执行任务时可对整个羽流防护装置100进行拆卸或安装。
53.第一支撑部122和第二支撑部123分布设置于所述底座121的两端，且第一支撑部122在底座上的设置方向，与第二支撑部123在底座上的设置方向相互垂直，从而为防护层140和连接层130提供相对均匀且稳定的支撑力，保障防护墙体的框体结构的稳定性。具体的，第一支撑部122设置于所述底座121的一端，且沿所述底座所在的水平方向设置；第二支撑部123设置于所述底座121的另一端，且在垂直方向固定设置。
54.在所述底座121上方，第一支撑部122和第二支撑部123之间还设有连杆124，连接第一支撑部122和第二支撑部123，进一步增强框体结构的强度及稳定性。所述支座层120上开设有若干开孔，用于减轻所述防护墙体的重量；具体的，底座121、第一支撑部122和第二支撑部123以及连杆124在保障刚度、强度要求下都可以开设多个开孔。
55.图5为本发明实施例一中所述连接层的结构示意图；如图5所示，所述连接层130进一步包含连接梁131、第一连接部132和第二连接部133，第一连接部132和第二连接部133分别位于所述连接梁131的两侧。所述连接梁131用于连接第一连接部132和第二连接部133，增强框体结构强度及稳定性。
56.所述连接层130通过第一连接部132和第二连接部133与支座层120连接固定。在本发明的一个实施方式中，所述连接层的第一连接部132与所述支座层第一支撑部122固定连接，所述连接层的第二连接部133与所述支座层第二支撑部123固定连接。所述连接层130与所述支座层120的接触面还可以设置凹凸结构，如图6所示，通过接触面的凹凸结构相互嵌合，来限制所述连接层130和所述支座层120相对滑动，提高框体结构的强度及稳定性。在本发明的一个实施方式中，第一连接部132的接触面上的凹凸结构，与第一支撑部122的接触面上的凹凸结构相互嵌合；第二连接部133的接触面上的凹凸结构，与第二支撑部123的接触面上的凹凸结构相互嵌合。在本发明的另一个实施方式中，第一连接部132的接触面上的凹结构，与第一支撑部122的接触面上的凸结构相互嵌合；第二连接部133的接触面上的凸结构，与第二支撑部123的接触面上的凹结构相互嵌合。本发明对凹凸结构的具体设置不作限定，实际应用中，可根据需要进行设计。
57.所述连接层130与支座层120可以通过焊接或其他方式实现上述连接固定，需要说明的是，所述连接层130与支座层120也可以采用一体成型结构，本发明在此不作限定。本发明中，所述连接层130上开设有若干开孔，用于减轻所述防护墙体的重量；具体的，连接梁131、第一连接部132和第二连接部133在保障刚度、强度要求下都可以开设多个开孔。
58.图7为本发明实施例一中所述防护层的结构示意图；如图7所示，所述防护层140进
一步包含导流面141、第一安装部142和第二安装部143，第一安装部142和第二安装部143位于所述导流面141的下方。
59.所述导流面141倾斜设置，形成倾斜面；发动机羽流喷口300喷出的羽流粒子将在热控多层110上四处扩散，向导流面扩散的羽流粒子将沿所述导流面141向偏离航天器设备的方向流动，从而避免高温羽流粒子到达航天器设备200。
60.所述防护层140通过第一安装部142和第二安装部143与所述连接层130连接固定；在本发明的一个实施方式中，所述防护层的第一安装部142与所述连接层的第一连接部132固定连接，所述防护层的第二安装部143与所述连接层的第二连接部133固定连接。所述防护层140与所述连接层130的接触面也设置凹凸结构，如图6所示，通过接触面的凹凸结构相互嵌合，来限制所述防护层140与所述连接层130相对滑动，提高框体结构的强度及稳定性。在本发明的一个实施方式中，第一连接部132的接触面上的凹凸结构，与第一安装部142的接触面上的凹凸结构相互嵌合；第二连接部133的接触面上的凹凸结构，与第二安装部143的接触面上的凹凸结构相互嵌合。在本发明的另一个实施方式中，第一连接部132的接触面上的凹结构，与第一安装部142的接触面上的凸结构相互嵌合；第二连接部133的接触面上的凸结构，与第二安装部143的接触面上的凹结构相互嵌合。本发明对凹凸结构的具体设置不作限定，实际应用中，可根据需要进行设计。
61.所述防护层140与所述连接层130之间采用松不脱螺钉180等连接机构固定连接，通过该处的松不脱螺钉180，航天员在轨执行任务时可根据需要对所述防护层140进行拆卸或安装，通过对所述防护层140的拆装替代对整个羽流防护装置100的拆装，减少了航天员对整个羽流防护装置100的在轨操作频次，减轻了航天员在轨操作的装置的重量、大大减低了操作难度。
62.本发明中，所述防护层140上开设有若干开孔，用于减轻所述防护墙体的重量；具体的，导流面141、第一安装部142和第二安装部143在保障刚度、强度要求下都可以开设多个开孔。
63.所述导流面141的顶板上设置有安装插座170，所述安装插座170用于安装固定运输把手500。图8为安装有运输把手的用于航天器的羽流防护装置的示意图；如图8所示，航天员在轨执行任务时将所述运输把手500安装在安装插座170上，便可方便地对所述防护层140或整个羽流防护装置100进行装卸、搬运等操作。
64.本发明实施例一中所述羽流防护装置100还包含第一防护板150和第二防护板160。第一防护板150设置于所述导流面141的顶板上，且倾斜设置，用于配合所述导流面141隔离羽流粒子和航天器的设备200，引导羽流粒子在远离航天器设备的方向流动。
65.第二防护板160设置于所述羽流防护装置100的侧。在航天器的设备200与发动机的羽流喷口300之间，所述羽流防护装置100可倾斜设置，使得所述羽流防护装置100的一侧靠近航天器的设备200，另一侧将远离航天器的设备200；以靠近航天器的设备200的一侧为所述羽流防护装置100的第一侧，远离航天器的设备200的一侧为第二侧，第二防护板160设置于第一侧，用于隔离羽流粒子和航天器的设备200，引导羽流粒子在远离航天器设备的方向流动。
66.在本发明的一个实施方式中，所述导流面141的顶板上分布设置有两个第一防护板150，所述航天器的设备200的第一侧设置有一第二防护板160，所述热控多层110具体铺
设在第一防护板150、第二防护板160以及防护墙体的表面上。冲击到热控多层110上的羽流粒子，将在热控多层110上向各方扩散，其中，向支座层120所在方向流动的羽流粒子将被热控多层110阻挡，从而无法到达航天器的设备200；向防护层140所在方向流动的羽流粒子将被导流面141和第一防护板150引导、流向远离航天器设备的方向，从而无法到达航天器的设备200；向所述羽流防护装置100第二侧所在方向流动的羽流粒子将被第二侧引导、流向远离航天器设备的方向，从而无法到达航天器的设备200；向所述羽流防护装置100第一侧所在方向流动的羽流粒子将被第一侧引导和第二防护板160引导、流向远离航天器设备的方向，从而无法到达航天器的设备200；最终通过所述羽流防护装置100保护航天器的设备200免受高温羽流粒子的冲击、损坏。
67.实施例二
68.本实施例提供的用于航天器的羽流防护装置与实施例一中的基本相同，不同之处在于，所述防护墙体仅包含支座层和防护层，不设置连接层。在本发明实施例二中，所述支座层与防护层连接固定，具体的，所述支座层的第一支撑部与所述防护层的第一安装部固定连接，所述支座层的第二支撑部与所述防护层的第二安装部固定连接。
69.所述支座层与所述防护层之间采用松不脱螺钉等连接机构固定连接，通过该处的松不脱螺钉，航天员在轨执行任务时可根据需要对所述防护层进行拆卸或安装，通过对所述防护层的拆装替代对整个羽流防护装置的拆装，减少了航天员对整个羽流防护装置的在轨操作频次，减轻了航天员在轨操作的装置的重量、大大减低了操作难度。
70.所述支座层和防护层的接触面设置凹凸结构，通过接触面的凹凸结构相互嵌合，来限制所述支座层和所述防护层相对滑动，提高框体结构的强度及稳定性。凹凸结构的具体设置可参考上述实施例一，此处不复累述。
71.本发明实施例二中提供的用于航天器的羽流防护装置，不设置连接层，进一步减轻了所述防护墙体的重量，降低航天员在轨操作难度。
72.综上所述，本发明中所述防护墙体采用铝合金材料制备的框架结构，且在满足刚度、强度要求的同时，所述防护墙体上还开设若干开孔，尽可能地减轻所述羽流防护装置的重量，方便航天员在轨装卸该装置；本发明中所述防护层与所述支座层或连接层之间可拆卸或安装，航天员在轨执行任务时可根据需要只装卸所述防护层部分，进一步减轻了航天员在轨操作的装置的重量。本发明提供的用于航天器的羽流防护装置，质量轻，航天员在轨装操作方便、安全，具有良好的应用前景。
73.尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

技术特征：
1.一种用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述羽流防护装置包含：防护墙体，设置于航天器的设备与发动机的羽流喷口之间，用来支撑热控多层；所述防护墙体包含支座层和防护层，所述防护层设置于所述支座层上方，且所述防护层与所述支座层之间可拆卸或安装；热控多层，铺设于所述防护墙体靠近羽流喷口的表面，用于将羽流喷口喷出的羽流粒子与航天器设备隔离。2.如权利要求1所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述防护墙体还包含连接层；所述连接层位于所述支座层和防护层之间，连接所述支座层和防护层；所述防护层与所述连接层之间可拆卸或安装。3.如权利要求1或2所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述防护墙体为铝合金材料制备的框架结构，其中，所述防护墙体上设有若干开孔，用来减小装置的重量。4.如权利要求3所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述防护墙体通过所述支座层固定设置于航天器上；所述支座层包含底座，以及位于底座上的第一支撑部和第二支撑部；其中，所述底座固定设置于航天器上，第一支撑部和第二支撑部用于支撑所述防护层，或所述连接层和防护层。5.如权利要求4所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述支座层上开设有若干开孔；第一支撑部和第二支撑部分别设置于所述底座的两端，且第一支撑部在所述底座的设置方向，与第二支撑部在所述底座的设置方向相互垂直。6.如权利要求3所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述防护墙体通过所述防护层来承载羽流粒子的冲击；所述防护层具有导流面、以及第一安装部和第二安装部，且第一安装部和第二安装部位于所述导流面的下方；其中，第一安装部和第二安装部用于与所述支座层或连接层固定连接；所述导流面倾斜设置，用于引导羽流粒子向偏离航天器设备的方向流动；所述防护层上开设有若干开孔。7.如权利要求3所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述连接层包含连接梁、第一连接部和第二连接部；第一连接部和第二连接部分别设置于所述连接梁的两侧；所述连接层通过第一连接部和第二连接部连接所述支座层和防护层；所述连接层上开设有若干开孔。8.如权利要求3所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述防护层与所述支座层的接触面设置有凹凸结构；或所述连接层与所述防护层或所述支座层的接触面设置有凹凸结构。9.如权利要求1所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述羽流防护装置还包含第一防护板和第二防护板，用于引导羽流粒子向偏离航天器设备的方向流动；
第一防护板在所述防护层的顶部倾斜向上设置；第二防护板在所述防护墙体的第一侧倾斜向外设置，所述第一侧为所述防护墙体靠近航天器设备的侧。10.如权利要求1所述的用于航天器的羽流防护装置，其特征在于，所述防护层的顶部安装设置有安装插座，用于安装固定运输把手。

技术总结
本发明公开了一种用于航天器的羽流防护装置，所述羽流防护装置包含防护墙体和热控多层，所述防护墙体设置在航天器的设备与发动机的羽流喷口之间，用于支撑热控多层；所述热控多层铺设在防护墙体的表面，用于将高温羽流粒子与航天器设备隔离。本发明通过采用铝合金材料制备框架结构的防护墙体以及在所述防护墙体上开设若干开孔来减轻装置的质量，通过为防护墙体设置可装卸的防护层来减轻航天员在轨操作的装置的重量。本发明提供的用于航天器的羽流防护装置，在满足了装置的刚度、强度要求的同时极大地减轻了装置的重量，降低了航天员在轨装卸该装置难度，操作更加方便、安全，具有良好的应用前景。良好的应用前景。良好的应用前景。


技术研发人员：曲芳仪 谢朋儒 马季军 冷学敏 金磊 王柳 王培林
受保护的技术使用者：上海空间电源研究所
技术研发日：2022.12.12
技术公布日：2023/4/17