CN103241391B - 用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法 - Google Patents

用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法 Download PDF

Info

Publication number
CN103241391B
CN103241391B CN201310148829.1A CN201310148829A CN103241391B CN 103241391 B CN103241391 B CN 103241391B CN 201310148829 A CN201310148829 A CN 201310148829A CN 103241391 B CN103241391 B CN 103241391B
Authority
CN
China
Prior art keywords
aerogel
block body
honeycomb
landing device
insulating assembly
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201310148829.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103241391A (zh
Inventor
李聪航
江世臣
姚正平
王海涛
盛松
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Original Assignee
Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Satellite Engineering filed Critical Shanghai Institute of Satellite Engineering
Priority to CN201310148829.1A priority Critical patent/CN103241391B/zh
Publication of CN103241391A publication Critical patent/CN103241391A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103241391B publication Critical patent/CN103241391B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Laminated Bodies (AREA)
  • Thermal Insulation (AREA)

Abstract

本发明公开了一种用于火星着陆器热控制的隔热组件，包括薄层结构、结构支撑件、第一气凝胶块体、第二气凝胶块体、蜂窝以及蒙皮，蜂窝的内部填充第二气凝胶块体，并夹于上下两层蒙皮之间，形成蜂窝板，蜂窝板的第一面上设置有第一气凝胶块体和结构支撑件，第一气凝胶块体外表面覆盖薄层结构;第一气凝胶块体和第二气凝胶块体均为SiO2气凝胶复合材料。本发明还提供相应的制备方法。本发明采用基于SiO2气凝胶的隔热组件，解决气凝胶材料因力学性能差而难以应用的问题，具有优良的隔热性能，有效满足在火星表面环境下的隔热要求，并具备显著的轻量化效果，减轻火星着陆器的重量，节约资源。

Description

用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法
技术领域
本发明涉及一种隔热组件，具体是一种用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法。
背景技术
火星表面存在CO2大气、恶劣的沙尘暴、2～20m/s的风速，温度变化范围-130℃～+30℃，受火星表面热环境的影响，火星着陆器与外部环境之间存在对流、辐射以及与火星地面的导热等多种换热方式。为应对温度变化剧烈、存在多种换热方式的火星表面热环境，其隔热装置十分关键。然而，在有气体对流的热环境下，传统航天器多层隔热组件的隔热效果明显下降，多层已不能满足于火星着陆器的保温隔热要求;此外，火星着陆器的重量和能源等资源十分宝贵，需要隔热装置在满足性能要求的同时尽量减轻重量。
气凝胶是一种以纳米量级胶体粒子相互聚集构成纳米多孔网络结构，并在孔隙中充满气态分散介质的高分散固态材料。SiO2气凝胶密度低(0.003～0.5g/cm3)，孔隙率高(80%～99.8%)，常温常压下的热导率低于0.02W/m·K，甚至低达0.012W/m·K，并能适应-200～800℃的高低温真空环境，是固体材料中热导率最低的一种材料。然而，气凝胶强度低、脆性大的特点使其在工程上难以作为块体隔热材料单独使用。虽然在气凝胶中引入增强体进行增强、增韧，可以在一定程度上提高气凝胶的力学性能，但如果要保证足够的力学性能，就需引入较多增强体，增强体本身较高的热导率增加了材料的固相热传导，导致隔热效果降低。而本发明所述的隔热组件可以实现SiO2气凝胶材料在火星着陆器上的应用，满足在火星表面环境下的隔热要求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法，该隔热组件解决了火星着陆器在温度变化剧烈、存在气流的热环境以及能源、重量等资源异常有限条件下的隔热问题。
本发明是通过以下技术方案实现的。
一种用于火星着陆器热控制的隔热组件，包括薄层结构、结构支撑件、第一气凝胶块体、第二气凝胶块体、蜂窝以及蒙皮，其中，所述蜂窝的内部填充第二气凝胶块体，并夹于上下两层蒙皮之间，形成蜂窝板，所述蜂窝板的第一面上设置有第一气凝胶块体和结构支撑件，所述第一气凝胶块体外表面覆盖薄层结构;
所述第一气凝胶块体和第二气凝胶块体均为SiO2气凝胶复合材料。
所述SiO2气凝胶复合材料具有纳米多孔结构且具有低纤维含量。
所述结构支撑件为具有低热导率的环氧树脂材质。
所述蜂窝为聚酰亚胺材质，蜂窝的厚度为10mm。
所述蒙皮为碳纤维材质，蒙皮的厚度为lmm。
所述薄层结构为玻璃纤维材质，薄层结构的厚度为0.5mm。
所述第一气凝胶块体与蜂窝板、结构支撑件以及薄层结构之间通过耐高温粘接剂粘接;所述第二气凝胶块体与蒙皮之间通过耐高温粘接剂粘接。
所述薄层结构的外表面以及蜂窝板的第二面覆有具有低发射率的镀铝薄膜层。
一种用于火星着陆器热控制的隔热组件的制备方法，包括以下步骤:
步骤1，选用含少量纤维的SiO2气凝胶复合材料，并采用超临界干燥的方法制备第一气凝胶块体和第二气凝胶块体，再进行机械加工，达到所需尺寸;
步骤2，将第二气凝胶块体填入蜂窝的内部;
步骤3，在蜂窝的上下表面平铺蒙皮，蒙皮与蜂窝之间通过耐高温粘接剂粘接，形成蜂窝板;
步骤4，通过耐高温粘接剂将第一气凝胶块体与结构支撑件进行粘接，再将第一气凝胶块体与结构支撑件整体粘接到步骤3所得的蜂窝板的第一面上;
步骤5，在第一气凝胶块体的外侧使用耐高温粘接剂粘贴薄层结构。
一种用于火星着陆器热控制的隔热组件的制备方法，还包括以下步骤:
步骤6，在薄层结构的外表面以及蜂窝板的第二面粘贴具有低发射率的镀铝薄膜。
所述蜂窝为聚酰亚胺材质，蜂窝的厚度为10mm;
所述蒙皮为碳纤维材质，蒙皮的厚度为lmm;
所述薄层结构为玻璃纤维材质，薄层结构的厚度为0.5mm;
所述结构支撑件为具有低热导率的环氧树脂材质。
上述碳纤维蒙皮和聚酰亚胺材料的蜂窝作为结构板承力，填充在蜂窝芯的第二气凝胶块体作为隔热材料;仪器设备和蜂窝板之间的隔热层采用结构支撑件承力，第一气凝胶块体作为隔热材料。
本发明提供的用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法，采用纳米多孔SiO2气凝胶作为隔热材料，通过蒙皮、蜂窝和结构支撑件等结构保护强度低的气凝胶，形成基于SiO2气凝胶的隔热组件，解决气凝胶材料因力学性能差而难以应用的问题，具有优良的隔热性能，有效满足在火星表面环境下的隔热要求，并具备显著的轻量化效果，减轻火星着陆器的重量，节约资源。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
图1为本发明所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件结构示意图;
图中，1为薄层结构，2为结构支撑件，3为第一气凝胶块体，4为第二气凝胶块体，5为蜂窝，6为蒙皮。
具体实施方式
下面对本发明的实施例作详细说明:本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。
如图1所示，本实施例首先提供了一种用于火星着陆器热控制的隔热组件，包括薄层结构1、结构支撑件2、第一气凝胶块体3、第二气凝胶块体4、蜂窝5，蒙皮6;蜂窝的蜂窝芯内填充第二气凝胶块体4，蜂窝5夹于上下两层蒙皮6之间，构成蜂窝板，第二气凝胶块体4与蒙皮6通过耐高温粘接剂粘接，蜂窝的厚度为10mm;蜂窝板上方装有第一气凝胶块体3和结构支撑件2，第一气凝胶块体3外表面覆盖薄层结构1，第一气凝胶块体3与蜂窝板、结构支撑件2、玻璃纤维薄层1通过耐高温粘接剂粘接。所述第一气凝胶块体3和第二气凝胶块体4均为含少量纤维且具有纳米多孔结构的SiO2气凝胶复合材料，密度为0.05～0.1g/cm3，导热系数低于0.016w/m·K;所述结构支撑件2为低热导率的环氧树脂材料;所述薄层结构1为玻璃纤维材质，薄层结构的厚度为0.5mm，所述蒙皮6为碳纤维材质，蒙皮的厚度为lmm，薄层结构和蒙皮外表面粘贴低发射率镀铝薄膜。
本实施例还提供了用于火星着陆器热控制的隔热组件的制备方法，包括以下步骤:
步骤1，选用含少量纤维的SiO2气凝胶复合材料，并采用超临界干燥的方法制备第一气凝胶块体和第二气凝胶块体，再进行机械加工，达到所需尺寸;
步骤2，将第二气凝胶块体填入蜂窝的内部;
步骤3，在蜂窝的上下表面平铺蒙皮，蒙皮与蜂窝之间通过耐高温粘接剂粘接，形成蜂窝板;
步骤4，通过耐高温粘接剂将第一气凝胶块体与结构支撑件进行粘接，再将第一气凝胶块体与结构支撑件整体粘接到步骤3所得的蜂窝板的第一面上;
步骤5，在第一气凝胶块体的外侧使用耐高温粘接剂粘贴薄层结构。
上述制备方法还包括以下步骤:
步骤6，在薄层结构的外表面以及蜂窝板的第二面粘贴具有低发射率的镀铝薄膜。
本实施例的工作原理为:隔热组件采用碳纤维蒙皮聚酰亚胺蜂窝板作为结构板承力，蜂窝的蜂窝芯填充SiO2气凝胶块体作为隔热材料，碳纤维和聚酰亚胺为低热导率材料，减小蜂窝板两侧的换热。仪器设备和蜂窝板之间的隔热层采用低热导率的环氧树脂结构支撑件承力，SiO2气凝胶块体隔热，气凝胶外表面覆盖玻璃纤维薄层以防止气凝胶磨损，由于SiO2气凝胶在传导、对流、辐射三方面都具有突出的隔热性能，同时具有密度小的优点，可以显著减小隔热组件两侧的换热。玻璃纤维薄层和碳纤维蒙皮外表面粘贴低发射率镀铝薄膜，减小与着陆器内部设备和外部环境的辐射换热，从而使所述的隔热组件在火星表面环境下具有优良的隔热性能。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。

Claims (10)

1.一种用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，包括薄层结构、结构支撑件、第一气凝胶块体、第二气凝胶块体、蜂窝以及蒙皮，其中，所述蜂窝的内部填充第二气凝胶块体，并夹于上下两层蒙皮之间，形成蜂窝板，所述蜂窝板的第一面上设置有第一气凝胶块体和结构支撑件，所述第一气凝胶块体外表面覆盖薄层结构；
所述第一气凝胶块体和第二气凝胶块体均为SiO2气凝胶复合材料；
所述蒙皮和蜂窝形成的蜂窝板作为结构板承力；填充在蜂窝内的第二气凝胶块体作为第一隔热材料；火星着陆器和所述蜂窝板之间通过结构支撑件承力；第一气凝胶块体作为第二隔热材料。
2.根据权利要求1所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，所述结构支撑件为具有低热导率的环氧树脂材质。
3.根据权利要求1所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，所述蜂窝为聚酰亚胺材质，蜂窝的厚度为10mm。
4.根据权利要求1所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，所述蒙皮为碳纤维材质，蒙皮的厚度为1mm。
5.根据权利要求1所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，所述薄层结构为玻璃纤维材质，薄层结构的厚度为0.5mm。
6.根据权利要求1所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，所述第一气凝胶块体与蜂窝板、结构支撑件以及薄层结构之间通过耐高温粘接剂粘接。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件，其特征在于，所述薄层结构的外表面以及蜂窝板的第二面覆有具有低发射率的镀铝薄膜层。
8.一种用于火星着陆器热控制的隔热组件的制备方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，选用含少量纤维的SiO2气凝胶复合材料，并采用超临界干燥的方法制备第一气凝胶块体和第二气凝胶块体，再进行机械加工，达到所需尺寸；
步骤2，将第二气凝胶块体填入蜂窝的内部；
步骤3，在蜂窝的上下表面平铺蒙皮，蒙皮与蜂窝之间通过耐高温粘接剂粘接，形成蜂窝板；
步骤4，通过耐高温粘接剂将第一气凝胶块体与结构支撑件进行粘接，再将第一气凝胶块体与结构支撑件整体粘接到步骤3所得的蜂窝板的第一面上；
步骤5，在第一气凝胶块体的外侧使用耐高温粘接剂粘贴薄层结构。
9.根据权利要求8所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件的制备方法，其特征在于，还包括以下步骤：
步骤6，在薄层结构的外表面以及蜂窝板的第二面粘贴具有低发射率的镀铝薄膜。
10.根据权利要求8或9所述的用于火星着陆器热控制的隔热组件的制备方法，其特征在于，所述蜂窝为聚酰亚胺材质，蜂窝的厚度为10mm；
所述蒙皮为碳纤维材质，蒙皮的厚度为1mm；
所述薄层结构为玻璃纤维材质，薄层结构的厚度为0.5mm；
所述结构支撑件为具有低热导率的环氧树脂材质。
CN201310148829.1A 2013-04-25 2013-04-25 用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法 Active CN103241391B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310148829.1A CN103241391B (zh) 2013-04-25 2013-04-25 用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310148829.1A CN103241391B (zh) 2013-04-25 2013-04-25 用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103241391A CN103241391A (zh) 2013-08-14
CN103241391B true CN103241391B (zh) 2016-03-16

Family

ID=48921323

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310148829.1A Active CN103241391B (zh) 2013-04-25 2013-04-25 用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN103241391B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3135451A1 (fr) * 2022-05-16 2023-11-17 Airbus Defence And Space Sas Equipement spatial thermorégulé à soutien mécanique thermiquement isolant

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104494225B (zh) * 2014-12-16 2017-03-08 山东工业陶瓷研究设计院有限公司 可加工氧化硅气凝胶复合刚性隔热瓦及其制备方法
CN105083591B (zh) * 2015-07-31 2017-05-03 上海卫星工程研究所 基于纳米气凝胶的机热集成隔热装置
CN105371058B (zh) * 2015-08-04 2018-10-23 上海卫星工程研究所 应用于高空长时无人飞行器上的气凝胶隔热箱
CN109665862A (zh) * 2019-01-02 2019-04-23 中材科技（苏州）有限公司 一种绝热结构板及其制备方法
CN114450260B (zh) * 2021-01-28 2022-11-25 华豹（天津）新材料科技发展股份有限公司 一种绝热气凝胶真空复合板及其制备工艺

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201599533U (zh) * 2009-06-02 2010-10-06 成都思摩纳米技术有限公司 一种高温保温隔热复合材料

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7635411B2 (en) * 2004-12-15 2009-12-22 Cabot Corporation Aerogel containing blanket

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN201599533U (zh) * 2009-06-02 2010-10-06 成都思摩纳米技术有限公司 一种高温保温隔热复合材料

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3135451A1 (fr) * 2022-05-16 2023-11-17 Airbus Defence And Space Sas Equipement spatial thermorégulé à soutien mécanique thermiquement isolant

Also Published As

Publication number Publication date
CN103241391A (zh) 2013-08-14

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103241391B (zh) 用于火星着陆器热控制的隔热组件及其制备方法
Wu et al. Epoxy composites with high cross-plane thermal conductivity by constructing all-carbon multidimensional carbon fiber/graphite networks
US9139287B2 (en) Propeller blade with carbon foam spar core
CN106915128B (zh) 超高温梯度隔热材料的制备方法
CN105645966B (zh) 一种C/C‑SiC复合材料真空隔热板的制备方法
CN202329435U (zh) 多层结构防隔热一体化舱段
CN103723269A (zh) 一种热防护结构
US11794383B2 (en) Material with directional thermal conduction and thermal insulation and preparation method thereof
CN103727358B (zh) 一种获得低温的隔热材料结构
CN110407606A (zh) 一种具有优异耐烧蚀性能和隔热性能的高硅氧/酚醛材料及其制备方法
CN105020540A (zh) 一种空心微珠为基核的玻璃纤维复合隔热毡及其制备方法
EP2653379A2 (en) Propeller blade with metallic foam spar core
CN102808222A (zh) 一种具有不同密度层的套筒式单晶炉保温筒
CN209794765U (zh) 三维中空气凝胶隔热保温板
CN114619719A (zh) 一种隔热高抗压热防护结构及其制备方法
CN104553105A (zh) 一种导热型聚合物基复合材料及其制备方法
CN105083591A (zh) 基于纳米气凝胶的机热集成隔热装置
CN110805788B (zh) 一种高温环境中平面设备保温用的梯度结构绝热材料
CN107323696A (zh) 一种具有陶瓷外壳的高温真空绝热复合材料
CN105445983A (zh) 一种lcd模块的低功耗隔热保温加固工艺
CN214419782U (zh) 增强型绝热材料及其芯材
CN208021709U (zh) 一种柔性蒙皮
CN209666480U (zh) 一种高性能热防护结构
CN205935261U (zh) 一种方舱保温板
CN217047770U (zh) 一种高散热的铝基覆铜板

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant