CN103419922B - 一种飞行器的层板式前缘结构 - Google Patents

一种飞行器的层板式前缘结构 Download PDF

Info

Publication number
CN103419922B
CN103419922B CN201310311505.5A CN201310311505A CN103419922B CN 103419922 B CN103419922 B CN 103419922B CN 201310311505 A CN201310311505 A CN 201310311505A CN 103419922 B CN103419922 B CN 103419922B
Authority
CN
China
Prior art keywords
leading edge
edge structure
aircraft
internal layer
laminated board
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.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201310311505.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN103419922A (zh
Inventor
刘伟强
孙健
聂涛
刘洪鹏
张峰
谢伦娅
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.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
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 National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN201310311505.5A priority Critical patent/CN103419922B/zh
Publication of CN103419922A publication Critical patent/CN103419922A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN103419922B publication Critical patent/CN103419922B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

本发明涉及一种飞行器的层板式前缘结构，具体可用于进行高马赫数飞行的飞行器的鼻锥或机翼的前缘，该前缘结构包括外层蒙皮板、内层包覆板、设在外层蒙皮板与内层包覆板之间的供导热工质循环流动的流道组合板。本发明利用层板片蚀刻、叠放形成类似热管的结构，并将其以前缘外形通过扩散焊连接形成一体的飞行器的前缘结构，并具有结构简单，投资少、体积小、可靠性高的优点。

Description

一种飞行器的层板式前缘结构
技术领域
本发明涉及飞行器的前缘结构，具体可用于进行高马赫数飞行的飞行器的鼻锥或机翼的前缘。
背景技术
飞行器进行高马赫数飞行时，会面对严重的热障问题，特别是前缘部件尤为严重。当飞行高度为24km，飞行速度达7马赫，半径为20mm的前缘鼻锥上热流密度高达2~3MW/m2，壁面温度高达1400K。当飞行高度为25km，飞行速度达6马赫，半径仅为1~2mm的前缘鼻锥上热流密度高达4~5MW/m2，壁面温度高达1600~1900K，而当飞行高度为20~100km，飞行速度达10~20马赫，半径为10~30mm的前缘鼻锥上热流密度高达10MW/m2，壁面温度超过2000K。当壁面温度可能超过物面材料的关键温度（如强度，熔点等）时，同时需要保持良好的气动外形，设计热防护系统便可以考虑使用疏导式热防护。
疏导式热防护作为半被动热防护，它采用高导热率材料、高效传热元件的传热、对流换热的物理特性将高热流区热量快速传递到低热流区，借助大范围的低温散热面，将严重的气动加热以辐射的方式释放，以降低高热流区的表面温度，达到现有耐高温材料能够承受的水平。疏导式防热结构的核心装置是高导热层，具体代表就是高温热管。热管需要保证其壳体材料不熔化，以防止工质泄露；同时根据工作环境选择填充工质，以保证较高的传热能力以及长时间工作。高热流密度区的热量通过蒙皮等结构材料传递至热管的蒸发吸热端，使其内部工质吸收热量并汽化为热管工质,所形成的蒸汽流通过热管内部中间的蒸汽通道向冷端移动并在冷凝段液化释放热量,释放的热量又通过热传导到达蒙皮等结构材料的外表面并以辐射、对流等方式排放到外部环境,最后冷凝了的工质又通过热管管内壁附着的毛细结构提供的毛细力返回蒸发吸热端进而得以循环使用。
高温热管作为前缘疏导式热防护结构的关键部件已经得到广泛研究，其中关于使用难熔复合材料/难熔金属材料热管冷却高超声速飞行器前缘的研究主要在于先进高温材料、涂层、创新热结构的成型技术之间的组合问题。现有的结构多采用中间层以减小热应力和可移动性、微凸面以保证良好接触等。即现有的模式是将常规的金属热管弯曲成前缘构型，并将其内嵌至前缘结构中借以发挥其高导热性，但这样的结构比较复杂，系统的可靠性较低，前缘表面展向温度分布不均匀，热管壁面与飞行器表面的接触问题严重影响结构的疏导防热效果。
发明内容
本发明的目的在于，针对现有技术的不足，提供一种飞行器的前缘，可靠性高，疏导防热效果好，结构简单。
本发明的技术方案为，一种飞行器的层板式前缘结构，该前缘结构包括外层蒙皮板、内层包覆板、设在外层蒙皮板与内层包覆板之间的供导热工质循环流动的流道组合板。
导热工质采用液态金属工质。
所述流道组合板由外层毛细槽道板、中间层流道板及内层毛细槽道板按从外向内的顺序叠压而成，所述外层毛细槽道板与内层毛细槽道板的板面均设有线性毛细槽道，而中间层流道板的板面设有多条矩形流道。
所述中间层流道板上的多条矩形流道在前缘结构的头部相互连通，前缘结构的头部即为弧形尖锐的端部。
本发明的前缘结构可根据飞行器的鼻锥或机翼前缘构型而改变。
外层蒙皮板、外层毛细槽道板、中间层流道板、内层毛细槽道板及内层包覆板的厚度均为0.1—2mm。
中间层流道板上蚀刻有矩形流道，矩形四周有倒角，在前缘结构头部驻点区域各矩形流道相互连通。外层毛细槽道板板面和内层槽道板板面刻有毛细槽道，为热管结构提供毛细力。当前缘结构工作时，液态金属工质在头部驻点区域吸热蒸发形成金属蒸气，蒸气通过矩形流道流至前缘低温翼面区域，并在此处冷凝放热相变成液态，热量通过热传递至前缘低温表面，再通过辐射散发到外界，而液态工质则借助流道边角毛细结构和上下表面毛细槽道的毛细力回流回头部驻点区域进而形成无需外界动力的循环。
与现有技术相比，本发明的优点在于：1.利用层板片蚀刻、叠放形成类似热管的结构，并将其以前缘外形通过扩散焊连接形成一体的飞行器的前缘结构，并具有结构简单，投资少、体积小、可靠性高的优点；2.飞行器的前缘结构是将层板通过扩散焊技术连接的，因此可以根据飞行器的前缘构型改变其结构；3.通过改变中间层流道层板蚀刻得出的流道，可以适应前缘结构不同工况下的防热需求，适用范围广。
附图说明
图1为本发明一种实施例的结构示意图；
图2为图1中本各个层板的分解结构示意图；
图3是图1中外层蒙皮板的结构示意图；
图4为图1中外层毛细槽道板的结构示意图；
图5为图1中中间层流道板的结构示意图；
图6为图1中内层毛细槽道板的结构示意图；
图7为图1中内层包覆板的结构示意图。
具体实施方式
如图1、图2所示，一种飞行器的层板式前缘结构，该前缘结构包括外层蒙皮板1、内层包覆板5、设在外层蒙皮板1与内层包覆板5之间的供导热工质循环流动的流道组合板；流道组合板由外层毛细槽道板2、中间层流道板3及内层毛细槽道板4按从外向内的顺序叠压而成，即整个飞行器的前缘结构由外层蒙皮板1、外层毛细槽道板2、中间层流道板3、内层毛细槽道板4及内层包覆板5按从外向内的顺序叠压，并通过扩散焊焊接而成。
如图3所示，外层蒙皮板1为板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配的整板，板面厚度为0.5mm。
如图4所示，外层毛细槽道板2的板面设有线性毛细槽道6，板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配，板面厚度为0.2mm，线性毛细槽道6的槽道宽为0.2mm，相邻槽道之间的距离为0.25mm。
如图5所示，中间层流道板3的板面设有3条矩形流道7，中间层流道板3上的3条矩形流道7在前缘结构的头部相互连通，板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配，板面厚度为2mm，矩形流道7的宽度为10mm，相邻矩形流道之间的距离为3mm。
如图6所示，内层毛细槽道板4的板面设有线性毛细槽道8，板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配，板面厚度为0.2mm，线性毛细槽道8的槽道宽为0.2mm，相邻槽道之间的距离为0.25mm。
如图7所示，内层包覆板5为板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配的整板，板面厚度为0.5mm。

Claims (7)

1.一种飞行器的层板式前缘结构，其特征是，该前缘结构包括外层蒙皮板（1）、内层包覆板（5）、设在外层蒙皮板（1）与内层包覆板（5）之间的供导热工质循环流动的流道组合板；所述流道组合板由外层毛细槽道板（2）、中间层流道板（3）及内层毛细槽道板（4）按从外向内的顺序叠压而成，所述外层毛细槽道板（2）与内层毛细槽道板（4）的板面分别设有线性毛细槽道（6，8），而中间层流道板（3）的板面设有多条矩形流道（7）。
2.根据权利要求1所述飞行器的层板式前缘结构，其特征是，所述中间层流道板（3）上的多条矩形流道（7）在前缘结构的头部相互连通。
3.根据权利要求1所述飞行器的层板式前缘结构，其特征是，所述外层蒙皮板（1）的厚度为0.1—2mm。
4.根据权利要求1所述飞行器的层板式前缘结构，其特征是，所述外层毛细槽道板（2）的厚度为0.1—2mm。
5.根据权利要求1所述飞行器的层板式前缘结构，其特征是，所述中间层流道板（3）的厚度为0.1—2mm。
6.根据权利要求1所述飞行器的层板式前缘结构，其特征是，所述内层毛细槽道板（4）的厚度为0.1—2mm。
7.根据权利要求1所述飞行器的层板式前缘结构，其特征是，所述内层包覆板（5）的厚度为0.1—2mm。
CN201310311505.5A 2013-07-24 2013-07-24 一种飞行器的层板式前缘结构 Expired - Fee Related CN103419922B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310311505.5A CN103419922B (zh) 2013-07-24 2013-07-24 一种飞行器的层板式前缘结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201310311505.5A CN103419922B (zh) 2013-07-24 2013-07-24 一种飞行器的层板式前缘结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN103419922A CN103419922A (zh) 2013-12-04
CN103419922B true CN103419922B (zh) 2015-11-25

Family

ID=49645416

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201310311505.5A Expired - Fee Related CN103419922B (zh) 2013-07-24 2013-07-24 一种飞行器的层板式前缘结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN103419922B (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN105015795A (zh) * 2014-04-28 2015-11-04 张焰 飞机设计方法与方案
US20160370309A1 (en) 2015-06-22 2016-12-22 The Boeing Company Methods and systems for determining an allowable moisture content in a composite structure
CN106809375B (zh) * 2016-12-19 2019-05-24 中国航天空气动力技术研究院 一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构
CN107990769A (zh) * 2017-11-06 2018-05-04 中国航天空气动力技术研究院 一种基于燃油冷却平板热管实现的金属轻质热防护系统
CN109178348B (zh) * 2018-08-23 2020-10-20 北京航天长征飞行器研究所 一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构
CN109823510A (zh) * 2019-03-06 2019-05-31 中南大学 高超声速飞行器及其热防护结构与冷却剂循环系统
CN110641683A (zh) * 2019-11-04 2020-01-03 中国航空制造技术研究院 一种热防护结构及加工方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101754653A (zh) * 2008-12-08 2010-06-23 富准精密工业(深圳)有限公司 散热器
CN102175088A (zh) * 2011-03-16 2011-09-07 大连理工大学 硅基不等宽微槽道平板热管及制备方法
CN102374806A (zh) * 2010-08-17 2012-03-14 中国科学院工程热物理研究所 飞行翼前缘腔体热管
CN103134364A (zh) * 2012-10-21 2013-06-05 大连三维传热技术有限公司 非金属纤维毡吸液芯的热板

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TW201116794A (en) * 2009-11-10 2011-05-16 Pegatron Corp Vapor chamber and manufacturing method thereof

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101754653A (zh) * 2008-12-08 2010-06-23 富准精密工业(深圳)有限公司 散热器
CN102374806A (zh) * 2010-08-17 2012-03-14 中国科学院工程热物理研究所 飞行翼前缘腔体热管
CN102175088A (zh) * 2011-03-16 2011-09-07 大连理工大学 硅基不等宽微槽道平板热管及制备方法
CN103134364A (zh) * 2012-10-21 2013-06-05 大连三维传热技术有限公司 非金属纤维毡吸液芯的热板

Also Published As

Publication number Publication date
CN103419922A (zh) 2013-12-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103419922B (zh) 一种飞行器的层板式前缘结构
Fayaz et al. Energy and exergy analysis of the PVT system: Effect of nanofluid flow rate
Zhang et al. Numerical simulation investigation on thermal performance of heat pipe flat-plate solar collector
EP2938172B1 (en) Heat control device for power equipment
Li et al. Self-driven electronic cooling based on thermosyphon effect of room temperature liquid metal
CN103531652B (zh) 一种碟式太阳能聚光光伏电池板的冷却装置
Su et al. Performance evaluation of a novel building envelope integrated with thermoelectric cooler and radiative sky cooler
CN105841535A (zh) 分段式复合结构平板传热管及其制备方法
CN203722992U (zh) 嵌入式多流道散热模块构件
CN201726630U (zh) 热导管桥搭型式结构及其散热模块
CN107816907A (zh) 一种微纳复合结构表面热沉及其强化换热的方法
CN103256841B (zh) 一种储能散热装置
CN103458657A (zh) 卫星大功耗单机的散热系统
CN103822318A (zh) 辐射换热板组件
CN103165547A (zh) 微槽群复合相变散热器
CN101893399A (zh) 热管式肋片换热装置
Kumar Tyagi et al. Recent advances in the shape and configuration of photovoltaic thermal absorbers
CN201238048Y (zh) Cpu散热器
El‐Genk et al. Performance analysis of potassium heat pipes radiator for HP‐STMCs space reactor power system
CN103762904A (zh) 一种半导体温差矩阵发电装置
CN204391093U (zh) 一种立式自然循环冷却电子散热装置
CN103138646A (zh) 一种透射式光伏发电热电转换装置
CN201421285Y (zh) 自然对流及辐射散热型热管散热器
CN206452319U (zh) 一种低温发电结构
CN203225986U (zh) 型材热管电子散热装置

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
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20151125

Termination date: 20160724

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee