技术领域
[0001] 本
发明涉及一种低温轻质低导热率复合绝热结构，属于低温推进剂长期在轨贮存与管理领域。
背景技术
[0002] 低温推进剂极易
蒸发汽化，为降低低温推进剂的蒸发速率，需要采用绝热结构包覆低温推进剂贮箱，以此降低环境向贮箱内部的漏热。低温推进剂贮箱在
真空环境中和常压环境中需要采用不同的绝热结构。在常压环境中，环境向贮箱内部漏热主要通过导热途径，常用
泡沫结构包覆贮箱来降低漏热；而在真空环境中，
辐射漏热是环境向贮箱内部漏热的主要途径，多层
隔热材料是真空环境中常用的绝热结构材料，能够有效降低环境向系统中的漏热，其主要缺点是随着多层层数的增多重量显著上升，对于在轨飞行的
飞行器而言，绝热结构重量过大将降低有效
载荷的
质量。低温推进剂贮箱从地面待发射状态到在轨飞行状态期间，经历了从常压环境到真空环境的变化，环境向贮箱内部漏热的主要途径也发生了变化，因此，需要两种不同的绝热结构。当两种不同的绝热结构包覆在贮箱表面时存在重量大、布置不灵活、功能单一等缺点。
发明内容
[0003] 本发明有别于
密度均匀分布的传统多层隔热材料，该型绝热结构主要由变密度多层隔热材料、隔热泡沫层构成。该型绝热结构将聚酰亚胺丝网、中空玻璃微球等轻质材料作为多层材料的间隔物，改变多层隔热材料的层密度，从而实现降低多层隔热材料导热率、减轻多层隔热材料重量的目的。隔热泡沫层可保障在常压环境中绝热结构具有良好的隔热效果，同时具有抗
气动热流冲刷的效果。该型绝热结构同时兼顾了真空环境与常压环境下的隔热性能，相比于传统绝热结构，该型复合绝热结构具有隔热性能更好、重量更轻、布置方案更加灵活的特点，从而有效解决低温推进剂蒸发量的控制问题，可应用于载人航天、深空探测等领域。
[0004] 本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：一种低温轻质低导热率复合绝热结构，包括变密度多层隔热组件(I)和泡沫隔热组件(II)，其中：
[0005] 变密度多层隔热组件(I)用于降低复合绝热结构在真空环境中的辐射漏热(从热端向冷端楼热)；泡沫隔热组件(II)用于降低复合绝热结构在常压环境中的导热漏热，同时具有防护气动热流冲刷作用；变密度多层隔热组件(I)与泡沫隔热组件(II)贴合。
[0006] 变密度多层隔热组件(I)，由低导热率轻质间隔物(1)、双面
镀铝聚酯
薄膜(2)构成，其中，双面镀铝聚酯薄膜(2)附在导热率轻质间隔物(1)两侧。
[0007] 低导热率轻质间隔物(1)为多孔聚酰亚胺丝网或中空玻璃微球。
[0008] 根据飞行器隔热需要，能够通过调整低导热率轻质间隔物(1)的面密度实现不同程度的绝热。
[0009] 双面镀铝聚酯薄膜(2)，用于降低多层隔热组件的辐射漏热。
[0010] 双面镀铝聚酯薄膜(2)为聚酰亚胺膜，且聚酰亚胺膜的双面镀铝膜。
[0011] 低导热率轻质间隔物(1)和双面镀铝聚酯薄膜(2)形成隔热单元，每个隔热单元的密度不同，使变密度多层隔热组件(I)包括：低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)，低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)随机排布，每个密度层包括一个或多个互相贴合的隔热单元；
[0012] 低导热率轻质间隔物(1)和双面镀铝聚酯薄膜(2)形成隔热单元，每个隔热单元的密度不同，使变密度多层隔热组件(I)包括：低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)，每个隔热单元的密度不同，使变密度多层隔热组件(I)包括：低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)，从冷端到热端依次排布顺序为：低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)。
[0013] 泡沫隔热组件(II)为聚
氨酯为原料发泡制备而成的泡沫，中间掺杂中空玻璃微球。
[0014] 变密度多层隔热组件(I)安装在飞行器低温推进剂贮箱外表面即冷端，泡沫隔热组件(II)暴露在大气环境中即热端。
[0015] 本发明与
现有技术相比具有如下有益效果：
[0016] (1)本发明的多层隔热组件能够有效降低低温推进剂贮箱在真空环境中的辐射漏热。
[0017] (2)通过理论和试验结果表明，与层密度均匀多层材料相比，本发明采用变密度多层的布局方案可以在保证隔热效果的前提下，有效降低系统重量。
[0018] (3)本发明采用中空玻璃微球或多孔聚酰亚胺丝网等低导热率轻质间隔物，与传统多层材料的尼龙网间隔物相比，能够降低多层隔热组件的导热率，并降低系统重量。
[0019] (4)本发明的泡沫隔热组件能够降低复合绝热结构在常压环境中的导热漏热，同时具有防护气动热流冲刷作用。
[0020] (5)本发明的复合绝热结构的重量更轻，布置更加灵活，适用于航天飞行器使用，降低了航天飞行器的承载要求；
[0021] (6)本发明复合绝热结构同时兼顾真空环境和常压环境中的隔热性能，利用泡沫隔热组件的强度性能，还可以起到防护气动热流冲刷的效果。
[0022] (7)本发明有别于密度均匀分布的传统多层隔热材料，该型绝热结构主要由变密度多层隔热材料、隔热泡沫层构成。该型绝热结构将聚酰亚胺丝网、中空玻璃微球等轻质材料作为多层材料的间隔物，改变多层隔热材料的层密度，从而实现降低多层隔热材料导热率、减轻多层隔热材料重量的目的。
[0023] (8)隔热泡沫层可保障在常压环境中绝热结构具有良好的隔热效果，同时具有抗气动热流冲刷的效果。该型绝热结构同时兼顾了真空环境与常压环境下的隔热性能，相比于传统绝热结构，该型复合绝热结构具有隔热性能更好、重量更轻、布置方案更加灵活的特点，从而有效解决低温推进剂蒸发量的控制问题，可应用于载人航天、深空探测等领域。
附图说明
[0024] 图1为本发明低温轻质低导热率复合绝热结构组成示意图；
[0025] 图2为导热率测试结果示意图；
[0026] 图3为抗压强度测试结果。
具体实施方式
[0027] 下面结合附图和具体
实施例对本发明作进一步详细的描述：
[0028] 多层隔热系统(MLI)在航天和其他许多涉及低温工质的领域有着重要的应用。这种系统利用反射屏屏面之间的层层反射，对辐射热流形成很高的热阻，在真空下具有极好的隔热性能，理论上其当量热导率可低至10-5W/(m.K)以下的量级。多层隔热系统常用于
航天器热控系统中，使航天器内部环境与剧烈变化的外部热环境隔离，确保仪器设备工作在规定的
温度范围内。近年来，在
低温贮箱隔热、再入飞行器防隔热等方面，多层隔热材料也得到了广泛的应用。
[0029] 如图1所示，本发明的一种低温轻质低导热率复合绝热结构，包括变密度多层隔热组件(I)和泡沫隔热组件(II)，其中：变密度多层隔热组件(I)用于降低复合绝热结构在真空环境中的辐射漏热(从热端向冷端楼热)；泡沫隔热组件(II)用于降低复合绝热结构在常压环境中的导热漏热，同时具有防护气动热流冲刷作用；变密度多层隔热组件(I)与泡沫隔热组件(II)贴合。变密度多层隔热组件(I)，由低导热率轻质间隔物(1)、双面镀铝聚酯薄膜(2)构成，其中，导热率轻质间隔物(1)与双面镀铝聚酯薄膜(2)蓬松叠合。低导热率轻质间隔物(1)为多孔聚酰亚胺丝网或中空玻璃微球。其中聚酰亚胺丝网制备方法为：将二胺、二酐原料与
溶剂二甲基乙酰胺行混合制备得到聚酰胺酸(PAA)纺丝溶液，经消泡处理后将PAA溶液进行喷丝，在
凝固浴中凝固成丝，再在清洗浴中进行清洗，形成洁净的PAA
纤维并进一步连续在热炉中进行牵伸和
热处理，再经卷绕后生成最终聚酰亚胺纤维产品，多孔聚酰亚胺丝网优选为聚酰亚胺丝编织成的多孔网，优选的面密度从10g/m3～200g/m3。
[0030] 根据飞行器隔热需要，能够通过调整低导热率轻质间隔物(1)的面密度实现不同程度的绝热，当冷端温区优选在20开尔文温度～70开尔文温度，在靠近冷端低导热率轻质间隔物(1)加厚到2mm～5mm，用于改变多层隔热组件(I)的层密度，优选冷端在液氮温区热导率≤0.015W/m·K，使隔热效果更佳。双面镀铝聚酯薄膜(2)，用于降低多层隔热组件的辐射漏热。双面镀铝聚酯薄膜(2)为聚酰亚胺膜，且聚酰亚胺膜的双面镀铝膜。双面镀铝聚酯薄膜(2)，用于降低多层隔热组件的辐射漏热。(双面镀铝聚酯薄膜(2)为聚酰亚胺膜，厚度在6～20微米，双面镀铝膜，铝膜厚度优选在0.09～1.01微米。
[0031] 低导热率轻质间隔物(1)和双面镀铝聚酯薄膜(2)形成隔热单元，每个隔热单元的密度不同，使变密度多层隔热组件(I)包括：低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)，低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)随机排布，每个密度层包括一个或多个互相贴合的隔热单元；优选方案为：从冷端到热端依次排布顺序为：低密度层(4)、中密度层(5)、高密度层(6)。低密度层(4)中优选方案为：优选每1厘米厚度包括6～12个隔热单元；优选中密度层(5)每1厘米厚度包括12～18个隔热单元，高密度层(6)每1厘米厚度包括18～24个隔热单元。
[0032] 泡沫隔热组件(II)为聚氨酯为原料发泡制备而成的泡沫，中间掺杂中空玻璃微球。泡沫隔热组件(II)的优选泡沫密度≤40kg/m3，且泡沫隔热组件(II)优选热导率≤0.024W/m·K，且泡沫隔热组件(II)的优选压缩强度≥0.22MPa，且泡沫隔热组件(II)的优选液氮温区热导率≤0.015W/m·K，且泡沫隔热组件(II)的优选厚度≥20mm，使泡沫隔热组件(II)的绝热性能进一步提高。
[0033] 变密度多层隔热组件(I)的一端为冷端(要保护的低温对象)，另一端与泡沫隔热组件(II)的一端贴合，泡沫隔热组件(II)的另一端为热端(热环境)。冷端为飞行器上要保护的低温对象，热端为飞行器所暴露在的热环境。在用于飞行器贮箱隔热时，变密度多层隔热组件(I)安装在飞行器低温推进剂贮箱外表面即冷端，泡沫隔热组件(II)暴露在大气环境中即热端。
[0034] 将变密度多层隔热组件(I)安装在低温推进剂贮箱外表面(冷端)，泡沫隔热组件(II)暴露在大气环境中(热端)。
[0035] 当低温推进剂贮箱处于真空环境中，变密度多层隔热组件(I)起到主要隔热作用，多层隔热材料利用镀铝膜反射屏之间的层层反射，对辐射热流形成很高的热阻，在真空下具有极好的隔热性能。
[0036] 当低温推进剂贮箱处于常压环境中，泡沫隔热组件(II)起到主要隔热作用，利用泡沫材料导热率低的特点，可以有效降低系统的导热漏热，降低低温推进剂的蒸发速率。
[0037] 当低温推进剂贮箱处于大气层内飞行环境状态时，泡沫隔热组件(II)还可以起到抗气动热冲刷的效果，保护内部的变密度多层隔热组件(I)。
[0038] 本发明在设计思路上体现了将真空环境与常压环境中不同类型绝热结构整合成为一种复合新型结构，在保证绝热效果的前提下进行减重设计，采用中空玻璃微球或多孔聚酰亚胺丝网等低导热率轻质间隔物，与传统多层材料的尼龙网间隔物相比，能够降低多层隔热组件的导热率，并降低系统重量。本发明同时兼顾了绝热结构抗气流冲刷效果，掺杂中空玻璃微球的聚氨酯泡沫，相比于传统的泡沫结构质量更轻、绝热性能更好，而且具备良好的刚性，能够抵抗飞行器飞行时遇到的气动冲刷，从而保护内部的变密度多层隔热结构。
[0039] 设冷端温度为T1，热端温度为T2，变密度多层隔热组件(I)的厚度为H，泡沫隔热组件(II)的密度为ρ；
[0040] 满足如下关系，可以进一步提高绝热结构的绝热速率，同时保证绝热效果。
[0041]
[0042] 其中，K1取值范围为0.1～0.2，K2取值范围为8～10。
[0043] 本发明中的掺杂中空玻璃微球的聚氨酯泡沫进行了导热率测试试验和抗压强度测试，并与传统不掺杂中空玻璃微球的聚氨酯泡沫进行比对，测试环境为常压条件。图2给出了导热率测试结果，a为常规聚氨酯泡沫的低温热导率线，b为添加中空玻璃微球的泡沫的低温热导率线。从图2中可以看出，与传统泡沫相比较，掺杂中空玻璃微球后泡沫的导热率显著下降，从11.8mW/m.K下降2.4mW/m.K左右，降低幅度达到80％左右，显著提高了聚氨酯泡沫的绝热性能。
[0044] 图3给出了抗压强度测试结果，c为添加中空玻璃微球的泡沫抗压强度线，d为常规聚氨酯泡沫抗压强度线。从图3中可以看出，与传统泡沫相比较，掺杂中空玻璃微球后泡沫的抗压强度有一定的提高，从0.23Mpa提升值0.28Mpa左右，提高幅度大约20％。
[0045] 上述测试试验表明，本发明中采用的掺杂中空玻璃微球的泡沫绝热结构有效降低了绝热结构导热率，同时抗压强度得到提高，抗气动冲刷能
力显著提高。
[0046] 以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉
本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
[0047] 本发明
说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
