一种运载火箭防热板及参数确定方法与流程

本发明涉及火箭防热板领域，特别是指一种运载火箭防热板及参数确定方法。

背景技术：

1、火箭尾段防热结构是运载火箭最重要的组成部分，要求火箭尾段防热结构在热流、内外压作用下结构强度、防热满足需求。同时在满足防热、内外压工况下的结构轻量化是该领域的重要研究方向；现有尾段防热结构可采用蜂窝格子内喷涂防热材料方案，该方案在喷涂过程中工艺复杂，工艺稳定性控制较困难，或采用分层结构设计方案，分层结构中包括结构层、隔热层和耐烧蚀层，其中隔热层采用软木，无法与结构层、耐烧蚀层一起固化，三种结构需要分别成型再粘接，该设计存在成型工艺周期长，成本较高，且其中结构层采用单层的方案还存在重量较重等问题。

技术实现思路

1、本发明提供一种运载火箭防热板及参数确定方法，解决了现有的防热板存在成型工艺周期长、成本高以及质量大的问题。

2、为解决上述技术问题，本发明的技术方案如下：

3、本发明提供一种运载火箭防热板，包括：

4、第一结构层；

5、设置在所述第一结构层上的第二结构层；

6、设置在所述第二结构层上的夹层结构层；

7、所述第一结构层、第二结构层以及夹层结构层一体固化成型。

8、可选的，所述第一结构层为材料为石英。

9、可选的，所述第二结构层为材料为气凝胶。

10、可选的，所述第一结构层的厚度为第一预设值，第二结构层的厚度为第二预设值，所述夹层结构层的厚度为第三预设值。

11、可选的，所述夹层结构层包括：

12、第三结构层、第四结构层以及第五结构层；

13、其中，所述第四结构层设置在所述第三结构层和第五结构层之间，所述第三结构层设置在所第二结构层上。

14、可选的，所述第三结构层和所述第五结构层的材料均为玻璃钢板；

15、所述第四结构层的材料为气凝胶。

16、本发明还提供一种运载火箭防热板的参数确定方法，所述运载火箭防热板为上述所述的运载火箭防热板，所述参数确定方法包括：

17、获取运载火箭在防热板处的最大升温温度值；

18、获取运载火箭在防热板处的最小弯曲刚度值；

19、基于所述最大升温温度值，确定第二结构层的厚度参数；

20、基于所述最大升温温度值和所述最小弯曲刚度值，确定夹层结构层的厚度参数。

21、可选的，获取运载火箭在防热板处的最小弯曲刚度值，包括：

22、获取运载火箭防热板放置处的内外压差；

23、根据所述内外压差和防热板的预设变形值，确定防热板的最小弯曲刚度。

24、可选的，基于所述最大升温温度值和所述最小弯曲刚度值，确定夹层结构层的厚度参数包括：

25、基于最大升温温度值，确定夹层结构层中的第四结构层的厚度参数；

26、根据所述第四结构的厚度参数和所述最小弯曲刚度值，通过预设公式确定夹层结构层中的第三结构层的厚度参数和第五结构层的厚度参数；

27、根据所述第三结构层厚度参数、第四结构层厚度参数以及第五结构层的厚度参数，确定夹层结构层的厚度参数。

28、可选的，根据所述第四结构层的厚度参数和所述最小弯曲刚度值，通过预设公式确定夹层结构层中的第三结构层的厚度参数和第五结构层的厚度参数，包括：

29、根据第四结构层的厚度参数，确定第三结构层和第五结构层的中面距离；

30、通过公式确定夹层结构层中的第三结构层和第五结构层的厚度参数；

31、其中，d为弯曲刚度值，e为玻璃钢板碳纤模量，取16gpa，t为第三结构层或第五结构层的厚度参数、h为第三结构层与第五结构层的中面距离，b为宽度，取1，μ为玻璃钢板泊松比，取0.3。

32、本发明的上述方案至少包括以下有益效果：

33、本发明所述的运载火箭防热板，包括：第一结构层；设置在所述第一结构层上的第二结构层；设置在所述第二结构层上的夹层结构层；所述第一结构层、第二结构层以及夹层结构层一体高温固化成型。实现了防热板的快速成型，较少了工艺周期，降低了生产成本，同时具有质量小的优点。

技术特征：

1.一种运载火箭防热板，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的运载火箭防热板，其特征在于，所述第一结构层(1)为材料为石英。

3.根据权利要求1所述的运载火箭防热板，其特征在于，所述第二结构层(2)为材料为气凝胶。

4.根据权利要求1所述的运载火箭防热板，其特征在于，所述第一结构层(1)的厚度为第一预设值，第二结构层(2)的厚度为第二预设值，所述夹层结构层的厚度为第三预设值。

5.根据权利要求1所述的运载火箭防热板，其特征在于，所述夹层结构层包括：

6.根据权利要求5所述的运载火箭防热板，其特征在于，所述第三结构层(3)和所述第五结构层(5)的材料均为玻璃钢板；

7.一种运载火箭防热板的参数确定方法，其特征在于，所述运载火箭防热板为如权利要求1至6任一项所述的运载火箭防热板，所述参数确定方法包括：

8.根据权利要求7所述的运载火箭防热板的参数确定方法，其特征在于，获取运载火箭在防热板处的最小弯曲刚度值，包括：

9.根据权利要求7所述的运载火箭防热板的参数确定方法，其特征在于，基于所述最大升温温度值和所述最小弯曲刚度值，确定夹层结构层的厚度参数包括：

10.根据权利要求9所述的运载火箭防热板的参数确定方法，其特征在于，根据所述第四结构层的厚度参数和所述最小弯曲刚度值，通过预设公式确定夹层结构层中的第三结构层的厚度参数和第五结构层的厚度参数，包括：

技术总结
本发明提供一种运载火箭防热板及参数确定方法，涉及火箭防热板领域，解决了现有的防热板存在成型工艺周期长、成本高以及质量大的问题。所述运载火箭防热板，包括：第一结构层；设置在所述第一结构层上的第二结构层；设置在所述第二结构层上的夹层结构层；所述第一结构层、第二结构层以及夹层结构层一体固化成型。本发明的方案实现了防热板的快速成型，较少了工艺周期，降低了生产成本，同时具有质量小的优点。

技术研发人员：闫继峰,杨浩亮,孙良杰,刘千,张东博,唐占文,丁常方
受保护的技术使用者：北京中科宇航技术有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/2/25