朱尚龙 邓 婉 李德富 王 瑾 周文勇

（北京宇航系统工程研究所，北京 100076）

文 摘 与常压环境地面试车相比，发动机高空模拟试车的热源分布更接近于实际飞行工况，本文通过搭载高模试车验证了高温隔热屏设计的正确性。通过考虑高温隔热屏层间气体导热和接触导热等，对高温隔热屏的传热模型进行了修正，其计算结果与高空模拟试车搭载试验结果的误差较小。在考虑真空引射背景红外辐射以及真空舱内气体与发动机及隔热屏的导热后，利用修订的高温隔热屏的当量热导率，进行了上面级高空模拟整机热分析，进一步提升了热模型的分析精度。

0 引言

某上面级［1］采用大推力泵压式发动机作为主动力，与挤压式发动机相比，其燃气温度更高，若不采取防护，将可能导致附近的推进剂输送管路、贮箱、仪器设备的温度超出控温范围。

多层隔热组件是一种采用高反射率材料、低导热率间隔层以及其他必要材料组成的复合隔热材料，具有极低的导热率，广泛应用于卫星等空间飞行器［2］。高温隔热屏利用多层隔热的原理，采用耐高温金属屏和低导热率材料交替叠合［3～5］，降低上面级主发动机热源附近的输送管路、贮箱及部分仪器设备受到的高温辐射和羽流。多层隔热组件的隔热性能影响因素较多，包括反射层反射率、间隔层导热率、真空度、打孔直径及打孔率等，国内外研究者针对上述因素开展了广泛的研究［8-10］。但是，上述研究主要集中在多层隔热组件整体隔热性能，很少有针对多层隔热组件内部温度分布进行研究。……