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航天器高温隔热屏安装装置及方法

阅读：630发布：2021-02-28

IPRDB可以提供航天器高温隔热屏安装装置及方法专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本发明提供了一种航天器高温隔热屏安装装置及方法，包括支撑装置和抬高装置；其中，所述支撑装置与所述抬高装置可拆卸连接；所述支撑装置包括支撑上环、加强杆、支撑下环和撑脚；其中，所述支撑上环通过所述加强杆连接所述支撑下环，所述撑脚连接所述加强杆和/或所述支撑下环；所述支撑上环和所述支撑下环用于安装高温隔热屏；所述抬高装置包括主体框架和支撑可调结构；所述支撑可调结构设置在所述主体框架的上端部，所述支撑可调结构用于支撑装置。本发明进行高温隔热屏装配时，避免了直接接触易磨损的热控涂层面，降低了操作难度和操作风险，具有很好的效果；本发明结构简单，操作方便，能实现高温隔热屏的快速安装。，下面是航天器高温隔热屏安装装置及方法专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种航天器高温隔热屏安装装置，其特征在于，包括支撑装置和抬高装置；

其中，所述支撑装置与所述抬高装置可拆卸连接；

所述支撑装置包括支撑上环、加强杆、支撑下环和撑脚；

其中，所述支撑上环通过所述加强杆连接所述支撑下环，所述撑脚连接所述加强杆和/或所述支撑下环；所述支撑上环和所述支撑下环用于安装高温隔热屏；

所述抬高装置包括主体框架和支撑可调结构；所述支撑可调结构设置在所述主体框架的上端部，所述支撑可调结构用于支撑装置。

2.根据权利要求1所述的航天器高温隔热屏安装装置，其特征在于，所述支撑上环、所述支撑下环和所述加强杆设置有通孔，所述撑脚设置有有腰形孔。

3.根据权利要求1所述的航天器高温隔热屏安装装置，其特征在于，还包括连接杆；

所述支撑装置包括第一支撑装置和第二支撑装置；其中，所述第一支撑装置通过所述连接杆与所述第二支撑装置连接。

4.根据权利要求1所述的航天器高温隔热屏安装装置，其特征在于，所述抬高装置还包括脚轮，其中，所述脚轮连接所述主体框架的下端。

5.一种航天器高温隔热屏安装方法，其特征在于，采用权利要求书1至3任一项所述的航天器高温隔热屏安装装置，包括如下步骤：步骤1：高温隔热屏固定在支撑装置上；

步骤2：将支撑装置和高温隔热屏抬至抬高装置上；

步骤3：将抬高装置推至航天器的工艺环下，使得高温隔热屏对准航天器承力筒；

步骤4：降低航天器高度，使高温隔热屏处于安装位置，分离高温隔热屏与支撑装置，将高温隔热屏安装在航天器上；

步骤5：升高航天器高度，分离支撑装置与航天器，将抬高装置和同支撑装置推出至航天器外部。

6.根据权利要求5所述的航天器高温隔热屏安装方法，其特征在于，还包括如下步骤：-将航天器停放在停放架上，将所述工艺环连接在停放架上。

7.根据权利要求5所述的航天器高温隔热屏安装方法，其特征在于，所述步骤4包括如下步骤：步骤401：降低航天器高度，将支撑装置与航天器的工艺环用紧固件；

步骤402：升高航天器高度，使支撑装置与抬高装置分离，并推开抬高装置；

步骤403：降低航天器高度，分离高温隔热屏与支撑装置并将高温隔热屏安装在航天器上；

步骤404：升高航天器高度，将抬高装置推至航天器下，将支撑装置对准抬高装置；

步骤405：降低航天高度，将支撑装置安装在抬高装置上，将支撑装置与航天器工艺环使分离。

8.根据权利要求5所述的航天器高温隔热屏安装方法，其特征在于，所述高温隔热屏通过不锈钢丝固定在支撑装置上。

说明书全文

航天器高温隔热屏安装装置及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及航天热控装配，具体地，涉及一种航天器高温隔热屏安装装置及方法。

背景技术

[0002] 高轨大推力航天器进入快速发展阶段，其配置的大推力发动机具有发热量大，工作时间长的特点，为了解决发动机高温隔热与散热的问题，越来越多的高温隔热屏应用于发动机隔热。而不同于航天器普通中低温多层，高温隔热屏由于采用了多层耐高温金属材料和涂层，且尺寸大，形状复杂，其具有柔性差，涂层易损坏的特点，高温隔热屏安装过程中需多人配合，操作空间狭窄且过程复杂。

[0003] 为了简化安装过程，目前国内大推力发动机的高温隔热屏的安装大多采用了一体式的安装支架，如嫦娥轨道器等，但安装支架必然增加了航天器重量。

[0004] 因此需要一种在不增加产品附加结构的同时，利用已有接口，设计简易地面安装装置，实现高温隔热屏的快速简易安装。

发明内容

[0005] 针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种航天器高温隔热屏安装装置及方法。

[0006] 根据本发明的一个方面提供的航天器高温隔热屏安装装置，包括支撑装置和抬高装置；

[0007] 其中，所述支撑装置与所述抬高装置可拆卸连接；

[0008] 所述支撑装置包括支撑上环、加强杆、支撑下环和撑脚；

[0009] 其中，所述支撑上环通过所述加强杆连接所述支撑下环，所述撑脚连接所述加强杆和/或所述支撑下环；所述支撑上环和所述支撑下环用于安装高温隔热屏；

[0010] 所述抬高装置包括主体框架和支撑可调结构；所述支撑可调结构设置在所述主体框架的上端部，所述支撑可调结构用于支撑装置。

[0011] 优选地，所述支撑上环、所述支撑下环和所述加强杆设置有通孔，所述撑脚设置有有腰形孔。

[0012] 优选地，还包括连接杆；

[0013] 所述支撑装置包括第一支撑装置和第二支撑装置；其中，所述第一支撑装置通过所述连接杆与所述第二支撑装置连接。

[0014] 优选地，所述抬高装置还包括脚轮，

[0015] 其中，所述脚轮连接所述主体框架的下端。

[0016] 根据本发明的另一个方面提供的航天器高温隔热屏安装方法，采用所述的航天器高温隔热屏安装装置，包括如下步骤：

[0017] 步骤1：高温隔热屏固定在支撑装置上；

[0018] 步骤2：将支撑装置和高温隔热屏抬至抬高装置上；

[0019] 步骤3：将抬高装置推至航天器的工艺环下，使得高温隔热屏对准航天器承力筒；

[0020] 步骤4：降低航天器高度，使高温隔热屏处于安装位置，分离高温隔热屏与支撑装置，将高温隔热屏安装在航天器上；

[0021] 步骤5：升高航天器高度，分离支撑装置与航天器，将抬高装置和同支撑装置推出至航天器外部。

[0022] 优选地，还包括如下步骤：

[0023] -将航天器停放在停放架上，将所述工艺环连接在停放架上。

[0024] 优选地，所述步骤4包括如下步骤：

[0025] 步骤401：降低航天器高度，将支撑装置与航天器的工艺环用紧固件；

[0026] 步骤402：升高航天器高度，使支撑装置与抬高装置分离，并推开抬高装置；

[0027] 步骤403：降低航天器高度，分离高温隔热屏与支撑装置并将高温隔热屏安装在航天器上；

[0028] 步骤404：升高航天器高度，将抬高装置推至航天器下，将支撑装置对准抬高装置；

[0029] 步骤405：降低航天高度，将支撑装置安装在抬高装置上，将支撑装置与航天器工艺环使分离。

[0030] 优选地，所述高温隔热屏通过不锈钢丝固定在支撑装置上。

[0031] 与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

[0032] 1、本发明进行高温隔热屏装配时，避免了直接接触易磨损的热控涂层面，降低了操作难度和操作风险，具有很好的效果；

[0033] 2、本发明结构简单，操作方便，能实现高温隔热屏的快速安装；

[0034] 3、本发明设置有连接杆，能够连接两件抬高装置，调整两件抬高装置的位置，以适应多种高温隔热屏支撑装置。

附图说明

[0035] 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：

[0036] 图1为本发明中承力筒的高温隔热屏与支撑装置装配示意图；

[0037] 图2为本发明中承力筒的支撑装置与抬高装置装配示意图；

[0038] 图3为本发明中承力筒的支撑装置与航天器装配示意图；

[0039] 图4为本发明中发动机的高温隔热屏与支撑装置装配示意图；

[0040] 图5为本发明中发动机的支撑装置与抬高装置装配示意图；

[0041] 图6为本发明中发动机的高温隔热屏装星示意图。

[0042] 图中：

[0043] 1 为承力筒的高温隔热屏；

[0044] 2 为发动机的高温隔热屏；

[0045] 3 为撑脚；

[0046] 4 为支撑下环；

[0047] 5 为支撑上环；

[0048] 6 为加强杆；

[0049] 7 为脚轮；

[0050] 8 为航天器承力筒；

[0051] 9 为主体框架；

[0052] 10 为支撑可调结构；

[0053] 11 为连接杆；

[0054] 12 为不锈钢丝；

[0055] 13 为工艺环。

具体实施方式

[0056] 下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。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。

[0057] 在本实施例中，本发明提供的航天器高温隔热屏安装装置，包括支撑装置和抬高装置；

[0058] 其中，所述支撑装置与所述抬高装置可拆卸连接；

[0059] 所述支撑装置包括支撑上环5、加强杆6、支撑下环4和撑脚3；

[0060] 其中，所述支撑上环5通过所述加强杆6连接所述支撑下环4，所述撑脚3连接所述加强杆6和/或所述支撑下环4；所述支撑上环5和所述支撑下环4用于安装高温隔热屏；

[0061] 所述抬高装置包括主体框架9和支撑可调结构10；所述支撑可调结构10设置在所述主体框架9的上端部，所述支撑可调结构10用于支撑装置。

[0062] 所述支撑上环5、所述支撑下环4和所述加强杆6设置有通孔，所述撑脚3设置有有腰形孔。本发明提供的航天器高温隔热屏安装装置还包括连接杆11；所述支撑装置包括第一支撑装置和第二支撑装置；其中，所述第一支撑装置通过所述连接杆11与所述第二支撑装置连接。，所述抬高装置还包括脚轮7，其中，所述脚轮7连接所述主体框架9的下端。

[0063] 本发明提供的航天器高温隔热屏安装方法，采用所述的航天器高温隔热屏安装装置，包括如下步骤：

[0064] 步骤1：高温隔热屏固定在支撑装置上；

[0065] 步骤2：将支撑装置和高温隔热屏抬至抬高装置上；

[0066] 步骤3：将抬高装置推至航天器的工艺环13下，使得高温隔热屏对准航天器承力筒9；

[0067] 步骤4：降低航天器高度，使高温隔热屏处于安装位置，分离高温隔热屏与支撑装置，将高温隔热屏安装在航天器上；

[0068] 步骤5：升高航天器高度，分离支撑装置与航天器，将抬高装置和同支撑装置推出至航天器外部。

[0069] 本发明提供的航天器高温隔热屏安装方法，还包括如下步骤：-将航天器停放在停放架上，将所述工艺环13连接在停放架上。

[0070] 所述步骤4包括如下步骤：

[0071] 步骤401：降低航天器高度，将支撑装置与航天器的工艺环13用紧固件；

[0072] 步骤402：升高航天器高度，使支撑装置与抬高装置分离，并推开抬高装置；

[0073] 步骤403：降低航天器高度，分离高温隔热屏与支撑装置并将高温隔热屏安装在航天器上；

[0074] 步骤404：升高航天器高度，将抬高装置推至航天器下，将支撑装置对准抬高装置；

[0075] 步骤405：降低航天高度，将支撑装置安装在抬高装置上，将支撑装置与航天器工艺环13使分离。

[0076] 在本实施例中，所述高温隔热屏通过不锈钢丝12固定在支撑装置上。

[0077] 在一个更为具体的实施例中，采用本发明提供的高温隔热屏安装方法进行承力筒高温隔热屏的安装，见图1所示，将高温隔热屏通过不锈钢丝12固定在支撑装置上；调整两件抬高装置状态，并用连接杆11固定；将支撑装置和高温隔热屏抬至抬高装置上，如图2所示；将抬高装置推至航天器工艺环13下，使得高温隔热屏对准航天器承力筒9；缓慢降低航天器高度，将支撑装置的撑脚3与航天器工艺环13用紧固件连接；缓慢升高航天器高度，使支撑装置与抬高装置分离，并推开抬高装置，如图3所示；缓慢降低航天器高度，操作人员进入航天器，逐渐解开高温隔热屏与支撑装置的不锈钢丝12，并用紧固件将高温隔热屏安装在承力筒内壁；缓慢升高航天器高度，将抬高装置推至航天器下，将支撑装置对准抬高装置的支撑可调结构10；缓慢降低航天高度，将支撑装置安装在抬高装置上，松开支撑装置与航天器工艺环13之间的紧固件；缓慢升高航天器高度，分离支撑装置与航天器，将抬高装置连同支撑装置推出至航天器外部；将航天器停放在停放架上，用紧固件将工艺环13连接在停放架上，完成承力筒高温隔热屏的安装。

[0078] 在一个更为具体的实施例中，采用本发明提供的高温隔热屏安装方法进行发动机的高温隔热屏安装，如图4所示，将发动机的高温隔热屏通过不锈钢丝12固定在支撑装置上；将支撑装置连同高温隔热屏抬至抬高装置上，如图5所示；将抬高装置推至航天器工艺环13下，使得高温隔热屏对准航天器承力筒；缓慢降低航天器高度，使得高温隔热屏处于安装位置，放下脚轮刹车；解开发动机高温隔热屏与支撑装置之间的不锈钢丝12，将发动机高温隔热屏安装在航天器上，如图6所示；缓慢升高航天器高度，将抬高装置连同支撑装置推出至航天器外部；将航天器停放在停放架上，用紧固件将工艺环13连接在停放架上，完成承力筒高温隔热屏的安装。

[0079] 使用本发明装配航天器高温隔热屏，避免了直接接触易磨损的热控涂层面，降低了操作难度和操作风险，具有很好的效果。

[0080] 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。

标题	发布/更新时间	阅读量
带机翼航天器-专利编号CN1767977A	2020-05-11	148
航天器-专利编号CN1095787C	2020-05-12	731
航天器和航天器保护层-专利编号CN105775173A	2020-05-12	838
飞碟航天器-专利编号CN103253372A	2020-05-13	192
带机翼航天器-专利编号CN100347042C	2020-05-11	379
航天器-专利编号CN107249984A	2020-05-11	134
蹬力航天器-专利编号CN103507952B	2020-05-13	736
航天器-专利编号CN1308581A	2020-05-12	613
航天器-专利编号CN108995828A	2020-05-11	286
航天器结构-专利编号CN106061843B	2020-05-13	1086

航天器高温隔热屏安装装置及方法

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