卞亚东，刘 准，陈 克，关 强，宋 磊

（中国运载火箭技术研究院，北京，100076）

0 引 言

飞行器舱内仪器设备的可靠工作直接影响飞行器的正常可靠工作。设备在飞行器全剖面飞行过程中面临诸多恶劣复杂条件，其中就包括舱内、舱外耦合热环境条件。为充分发挥发射筒内部空间，结合飞行器的远射程、高质量战斗部需求，飞行器采用摆动喷管姿控形式，因此在飞行器热分离过程中，传统的底部防热结构一体化设计以及防热裙等热防护形式[3]已无法满足舱内设备的环境适应需求，因此亟需一种新型设备热防护设计方法。

本文针对设备在热分离过程中及分离后飞行喷管尾焰辐射热流作用，开展了敞口式舱内设备的热防护设计研究工作，提出了设备通用化热防护设计方法，分析了各种复杂热环境下设备热防护效果并对其进行热环境试验考核。

1 防隔热套结构组成

防隔热套结构主要由四部分组成，组成结构如图1所示。

图1 防隔热套组成结构Fig.1 The Structure of Insulation Cover

a）高温隔热阻燃涂料：一种隔热、阻燃涂料，导热系数为0.03 W/(m·K)，采用耐高温特制高温溶剂，耐温可达1800 ℃；

b）无碱玻璃纤维布：具有高强度、高模量、不变形，同时阻燃性、隔热性能优越，可用于-70～1000 ℃环境中；

c）超级万能胶：一种胶粘剂，用于将无碱玻璃纤维布、芳纶毡与高温隔热阻燃燃料紧密连接固定；

d）芳纶毡：其内部纤维具有阻燃性能，具有较好的断裂强力、保温性、抗皱性，经纬断裂强力约为1500 N和1100 N，保温率为10.8%，导热系数为40 W/(m·K)。

最终通过高强度绑扎绳将设备分体式防隔热套有效整合成一体。……