专利名称：一种太阳翼气动热防护装置的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种太阳翼气动热防护装置，特别涉及一种深空探測器在气动减速过程中的太阳翼气动热防护装置，属于航天器热控制技术领域。
背景技术：
为了探索宇宙未知领域，人类向地球以外的空间发射深空探測器，包括对各个行星进行环绕探测与着陆探测的探測器。深空探测器飞行距离遥远，使得探测器总重量受到严格限制。探测器既要保证有足够的载荷重量，以实现科学探測目的，又要携帯足量的推进剂以实现探测器姿态维持以及轨道捕获等轨道机动动作。在火箭运载能力有限的情况下， 对具有大气层的行星，如火星、金星等的探测时，通常在探測器接近目标星球时采用气动减速技木，利用行星大气阻力为探测器缓慢提供速度増量(増量为负)，以逐渐形成目标环绕轨道，这样省下来的推进剂重量是相当可观的。探測器在首次接近近行星点时以最小推进剂消耗量，实现轨道捕获，形成环绕行星的大椭圆轨道。之后，在每个轨道圈的近行星点进行气动减速。在减速初期，探测器飞行速度大，但是每ー个轨道圈内在大气中飞行的距离短；随着减速过程的进行，探测器飞行速度逐渐下降，每ー个轨道圈内在大气中飞行的距离逐渐增大。进行气动减速吋，为了获得足够大的气动阻力，需要控制探测器进入到具有合适大气密度的高度飞行，在探測器迎风面将产生很高的气动热流密度，这些气动热会使迎风面产生高温。气动减速迎风面面积越大， 探测器受到的气动阻力越大，减速越快，因此，通常以太阳翼为气动减速的主要迎风面。在目前技术条件下，太阳翼一般采用铝蜂窝板加碳纤维铺层结构，并在其正面粘贴太阳电池片。整个太阳翼结构的耐温能力都在200°C以内，太阳电池片的耐高温能力最低。进行气动减速吋，高速飞行的探測器与大气之间产生的气动热将使太阳翼温度远超过上述耐温限度。因此，为了顺利实施气动减速，需要对作为主要迎风面的太阳翼进行气动热防护设计。
发明内容
本发明的目的是提供一种太阳翼气动热防护装置，保护太阳翼在进行气动减速期间其温度不超过材料能耐受的极限。为实现上述目的，本发明的技术方案如下一种太阳翼气动热防护装置，所述气动热防护装置从下往上包括底膜、间隔层、表层面膜、次表层面膜，还包括外围设备销钉和太阳翼压紧点预埋件；通过缝制线将底膜、间隔层、表层面膜、次表层面膜固定；在气动热防护装置上设有销钉孔与太阳翼压紧点预埋件穿出孔。其中，所述底膜、表层面膜和次表层面膜的厚度均为20 100 μ m，间隔层的厚度彡 100 μ m。
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所述底膜的材料为聚酰亚胺，表层面膜和次表层面膜的材料为渗碳膜，间隔层的材料为玻璃网。一种太阳翼气动热防护方法，所述方法使用本发明所述ー种太阳翼气动热防护装置，具体步骤如下a.在太阳翼的背面安装销钉；b.将气动热防护装置安装在太阳翼的背面，销钉从气动热防护装置上预留的销钉孔穿过后，先在太阳翼压紧点预埋件附近的销钉上安装压片A，之后在每个销钉的顶部安装压片B，以防止气动热防护装置从销钉上脱落；c.将气动热防护装置在太阳翼边缘翻边后收边于太阳翼正面，并将气动热防护装置缝于太阳翼背面。其中，所述销钉、压片B、压片A均为绝缘材料，优选为聚酰亚胺。优选压片A中间为带有通孔的圆环片，所述圆环片带有两翼，两翼顶端各开有ー 个通孔。优选所述压片B为中心开孔且开有5 10°圆心角的圆片。其中，步骤a中销钉用硅橡胶粘贴在太阳翼背面，相邻销钉间距为200 400mm ；所述步骤b中，底膜与太阳翼抵触连接；所述步骤c中，气动热防护装置收边于太阳翼正面时，采用阻燃线将气动热防护装置缝制于太阳翼上并避免在缝制时将气动热防护装置划破。有益效果本发明所述的气动热防护装置安装在太阳翼背面(气动减速迎风面)，使探測器能够承受使命过程将经历的各种热环境。相对于传统的采用裸面太阳翼来说，本发明所采用的气动热防护装置具有设计所需要的当量辐射系数。在气动减速过程中，可以在一定程度上隔离气动热，使太阳翼温度保持在可耐受范围内。相对于采用传统的多层隔热装置来说，本发明所采用的气动热防护装置的耐高温性能更好，能够承受气动减速产生的气动热的冲击；具有高红外发射率，保留了太阳翼背面的散热能力。在太阳辐照强度较大的轨道上，太阳翼可以有效地向空间散热。
图1为本发明所述的气动热防护装置在太阳翼背面的安装示意图；图2为本发明所述的气动热防护装置的纵向结构示意图；图3为本发明所述的销钉示意图；图4为本发明所述的压片A示意图；图5为本发明所述的压片B示意图；图6为本发明所述的气动热防护装置边缘固定方式示意图。其中，1-太阳翼、2-气动热防护组件、3-销钉、4-压片A、5_压片B、6_太阳翼压紧点预埋件、7-表层面膜、8-次表层面膜、9-底膜、10-间隔层、11-縫制线。
具体实施例方式下面通过具体实施例来详细描述本发明。
实施例如图2所示，一种太阳翼气动热防护装置，所述气动热防护装置从下往上包括底膜9、间隔层10、表层面膜7、次表层面膜8，还包括外围设备销钉3和太阳翼压紧点预埋件 6 ；通过缝制线11将底膜9、间隔层10、表层面膜7、次表层面膜8固定，并将表层面膜7向所述气动热防护装置的下表面翻边，将底膜9向所述气动热防护装置的上表面翻边；在气动热防护装置上设有销钉孔与太阳翼压紧点预埋件穿出孔。其中，所述底膜9、表层面膜7和次表层面膜8的厚度均为50 μ m,间隔层10的厚度为100 μ m。所述底膜9的材料为聚酰亚胺，表层面膜7、次表层面膜8的材料为渗碳膜，间隔层 10的材料为玻璃网，玻璃网的孔径为20 30D。一种太阳翼气动热防护方法，所述方法使用本发明所述ー种太阳翼气动热防护装置，具体步骤如下a.在太阳翼1的背面安装销钉3 ；b.将气动热防护装置安装在太阳翼1的背面，销钉3从气动热防护装置上预留的销钉孔穿过后，先在太阳翼压紧点预埋件6附近的销钉3上安装压片A4，之后在每个销钉3 的顶部安装压片B5，以防止气动热防护装置从销钉3上脱落；c.将气动热防护装置在太阳翼1边缘翻边后收边于太阳翼1正面，并将气动热防护装置縫于太阳翼1背面。其中，步骤a中销钉3用硅橡胶粘贴在太阳翼1背面，相邻销钉3间距为200 400mm ；其中，所述销钉3、压片B5、压片A4的材料均为聚酰亚胺；销钉3包括销钉帽、销钉杆和连接处，连接处位于销钉帽和销钉杆之间；销钉帽最大直径和销钉杆直径相等，均为2. 5 3mm，连接处直径为1. 5mm ；所述步骤b中，压片B5为中心开孔且开有5 10°圆心角的圆片，厚1mm，中心开孔直径为2mm，压片B5直径为15mm ；压片A4厚1mm，所述压片A4中间为带有通孔的圆环片，所述圆环片带有两翼，两翼顶端各开有ー个通孔。中心和两端共开有三个孔，两端通孔的直径为1.4mm，中间圆环开孔的大小和两端通孔之间的距离根据实际安装时太阳翼1上销钉3及太阳翼压紧点预埋件6 的位置确定；安装时底膜9与太阳翼1抵触连接；压片A4中心和两端共设有三个孔，太阳翼压紧点预埋件6从压片A4中心孔中露出，销钉3从压片A4两端的孔中露出，再将压片B5将每个销钉3固定。所述步骤c中，气动热防护装置收边于太阳翼1正面时，采用阻燃线将气动热防护装置缝制于太阳翼上并避免在缝制时将气动热防护装置划破。综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。 凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
权利要求
1.一种太阳翼气动热防护装置，其特征在干，所述气动热防护装置从下往上包括底膜(9)、间隔层(10)、表层面膜(7)、次表层面膜 (8)，还包括外围设备销钉(3)和太阳翼压紧点预埋件(6)；通过缝制线(11)将底膜(9)、间隔层(10)、表层面膜(7)、次表层面膜(8)固定，在气动热防护装置上设有销钉孔与太阳翼压紧点预埋件穿出孔。
2.根据权利要求1所述的ー种太阳翼气动热防护装置，其特征在干所述底膜(9)、表层面膜(7)、次表层面膜(8)的厚度均为20 100 μ m，间隔层(10)的厚度< 100 μ m。
3.根据权利要求1所述的ー种太阳翼气动热防护装置，其特征在干所述底膜(9)的材料为聚酰亚胺，表层面膜(7)和次表层面膜(8)的材料为渗碳膜，间隔层(10)的材料为玻璃网。
4.一种太阳翼气动热防护方法，其特征在于所述方法使用如权利要求1所述的ー种太阳翼气动热防护装置，具体步骤如下a.在太阳翼⑴的背面安装销钉(3)；b.将气动热防护装置安装在太阳翼(1)的背面，销钉(3)从气动热防护装置上预留的销钉孔穿过后，先在太阳翼压紧点预埋件(6)附近的销钉(3)上安装压片AG)，之后在每个销钉(3)的顶部安装压片B (5)；c.将气动热防护装置在太阳翼(1)边缘翻边后收边于太阳翼(1)正面，并将气动热防护装置縫于太阳翼(1)背面；其中，步骤b中，底膜(9)与太阳翼(1)抵触连接；所述销钉C3)、压片B6)、压片A(4)均为绝缘材料。
5.根据权利要求4所述的ー种太阳翼气动热防护方法，其特征在干所述销钉(3)、压片B(5)、压片A(4)的材料均为聚酰亚胺。
6.根据权利要求4所述的ー种太阳翼气动热防护方法，其特征在于所述压片A(4)中间为带有通孔的圆环片，所述圆环片带有两翼，两翼顶端各开有ー个通孔。
7.根据权利要求4所述的ー种太阳翼气动热防护方法，其特征在于所述压片B(5)为中心开孔且开有5 10°圆心角的圆片。
8.根据权利要求4所述的ー种太阳翼气动热防护方法，其特征在于其中，步骤a中销钉(3)用硅橡胶粘贴在太阳翼(1)背面，相邻销钉(3)间距为200 400mm。
9.根据权利要求4所述的ー种太阳翼气动热防护方法，其特征在于所述步骤c中，气动热防护装置收边于太阳翼(1)正面时，采用阻燃线将气动热防护装置缝制于太阳翼(1) 上并避免在缝制时将气动热防护装置划破。
全文摘要
本发明公开了一种太阳翼气动热防护装置，属于航天器热控制技术领域。所述气动热防护装置从下往上包括底膜、间隔层、表层面膜、次表层面膜，通过缝制线将其固定；在气动热防护装置上设有销钉孔与太阳翼压紧点预埋件穿出孔。本发明还公开了一种太阳翼气动热防护方法将气动热防护装置安装在太阳翼的背面，销钉从气动热防护装置上预留的销钉孔穿过后，在销钉的顶部安装压片，以防止气动热防护装置从销钉上脱落。相对于传统的采用裸面太阳翼来说，本发明所采用的气动热防护装置在气动减速过程中，可以在一定程度上隔离气动热，使太阳翼温度保持在可耐受范围内。
文档编号B64G1/58GK102530272SQ20111040684
公开日2012年7月4日 申请日期2011年12月8日 优先权日2011年12月8日
发明者向艳超, 宋馨, 斯东波, 苏生, 陈阳, 马巨印 申请人:北京空间飞行器总体设计部