CN106394938B - 一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置 - Google Patents

一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，该装置用于对姿控动力单元进行热防护，其包括后底盖板、后底盖板防热层、姿控防热承力板、姿控防热层、姿控发动机喷管防热套以及脱插头防热套，后底盖板安装在舱体上，其为承力件，姿控动力单元设置在后底盖板上，后底盖板防热层覆盖在后底盖板上，姿控承力板包套住姿控动力单元，姿控防热层覆盖在所述姿控承力板上，姿控动力单元包括姿控发动机，姿控发动机出口处设置有姿控发动机喷管，姿控发动机喷管防热套包套在姿控发动机喷管端口处，脱插头防热套包套在脱插头上。本发明装置可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，可提高姿控系统设计的可靠性。

Description

一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置
技术领域
本发明属于高超速飞行器热防护技术领域，涉及一种适用于高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护结构，用于高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护，其能提高姿控系统设计的可靠性。
背景技术
高超声速、大攻角再入飞行器(一般指飞行速度超过Ma5，再入攻角大于30°飞行器)由于飞行器飞行马赫数高，且跳跃滑翔机动飞行，具有较强的机动性和突防能力，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，目前已成为国内外武器与航天器发展的主要方向。
姿控系统对飞行器进行姿态控制，一般的飞行器姿控系统在高空工作，高空大气密度较小，姿控系统的气动热环境较为缓和，无需对姿控系统进行热防护。对于再入类飞行器采用姿控控制系统，在低空稠密大气层飞行时，飞行器面临较为严酷的气动加热，飞行器典型部位热流密度峰值达到2.8MW/m2，总加热量为60MJ/m2。大攻角飞行时，姿控系统发动机喷管暴露在自由来流中，流线直接作用到姿控发动机上，导致姿控发动机喷管的热环境较为严酷，温度高达1700℃，超出900℃温度的设计要求。
为保证高超声速、大攻角再入飞行器姿控动力系统的安全工作，需要对姿控系统进行热防护设计，但考虑到姿控系统较为复杂，姿控发动机较多，且上下、左右对称布置，还需要保证足够的力臂，由此可知，姿控系统面临较大的热防护压力。
因此，寻求合理可行、经济高效、设计巧妙的热防护装置是高超声速、大攻角再入飞行器姿控动力系统要解决的关键问题。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供一种适用于高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护装置，用于满足高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统严酷气动加热条件下姿控动力系统的热防护。
为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种适用于高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护装置，其包括后底盖板，底盖板防热层、姿控动力单元、姿控防热承力板、姿控防热层，姿控发动机喷管防热套和脱插头防热套，
其中，后底盖板为承力结构，姿控动力单元安装在后底盖板上，姿控发动机喷管在后底盖板外，后底盖板为承力结构，可为金属材料，也可为复合材料制备的承力结构，后底盖板上设计有后底盖板防热层，后底盖板防热层可为非金属防热材料，后底盖板和后底盖板防热层一起构成底部防热结构。
姿控发动机喷管高出后底盖板防热层，姿控发动机喷管外设计有姿控防热承力板，姿控防热承力板外设计姿控防热层，姿控动力单元出口处设计有姿控发动机喷管防热套，姿控防热承力板、姿控防热层和姿控发动机喷管防热套一起构成姿控动力单元防热罩。姿控动力单元防热罩处还设计有圆柱形脱插头防热套。
底部防热结构、姿控动力单元防热罩和脱插头防热套一起构成姿控系统热防护装置。
进一步的，姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管间具有1mm～8mm的缝隙，以避免姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管硬连接，从而可以避免姿控发动机喷管防热套对姿控发动机喷管造成损坏。
进一步的，姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管间具有5mm的缝隙。
进一步的，所述姿控防热承力层为钛合金材质。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
本发明的再入飞行器姿控系统热防护装置包括底部防热结构、姿控动力单元防热罩和脱插头防热套，该装置的设计从各个方面进行了热防护设计，底部具有底盖板防热层，姿控动力单元设置在底盖板上，姿控动力单元上设置有姿控动力单元防热罩，脱插头处设计有脱插头防热套，这样的全方面热防护，可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，提高了姿控系统设计的可靠性。
附图说明
图1为按照本发明实施例的姿控系统热防护装置结构示意图；
图2为按照本发明实施例的姿控动力单元的结构示意图；
图3为按照本发明实施例的姿控动力单元防热罩结构示意图。
在所有附图中，相同的附图标记表示同样的特征或者结构，具体地，
1－后底盖板 2－姿控发动机 3－脱插头防热套
4－姿控发动机喷管防热套 5－姿控发动机喷管 6－姿控动力单元防热罩
7－后底盖板防热层。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
图1为按照本发明实施例的姿控系统热防护装置结构示意图，图2为按照本发明实施例的姿控动力单元的结构示意图，由图可知，高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护装置主要包括后底盖板1，后底盖板防热层7、姿控动力单元、姿控防热承力板、姿控防热层，姿控发动机喷管防热套4和脱插头防热套3。
其中，姿控动力单元包括姿控发动机2和与姿控发动机想连通的阀门。在本发明的一个实施例中，姿控发动机的数量比如为八个，每个姿控发动机均具有姿控发动机喷管5，高温高压气流从姿控发动机的喷管5喷出，在姿控发动机喷管和姿控防热层间设置有姿控发动机喷管防热套4。
其中，后底盖板为承力结构，用于承受飞行过程中的载荷，姿控动力单元(姿控动力单元包括姿控发动机、与姿控发动机连通的阀门)安装在后底盖板上，姿控发动机喷管安装在姿控发动机上(也即，姿控发动机喷管也安装在后底盖板上)，后底盖板上设计有底盖板防热层，底盖板防热层可为非金属防热材料，后底盖板和底盖板防热层一起构成底部防热结构。
姿控发动机喷管外设计有姿控防热承力板，姿控防热承力板外设计姿控防热层，姿控发动机喷管高出后底盖板防热层，姿控发动机喷管出口处设计有姿控发动机喷管防热套4，姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管间具有譬如5mm缝隙(实际工程中，该缝隙可为1mm～8mm)，设计该缝隙主要用于适应发动机喷管工作过程中的震动，避免姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管硬连，从而可以避免姿控发动机喷管防热套对姿控发动机喷管造成损坏。姿控发动机喷管防热套有两个作用：第一、对姿控发动机喷管进行热防热；第二、对姿控动力单元防热罩内部进行热密封。热防护装置中的各个组成部件的具体尺寸根据实际工程中的不同要求确定。
图3为按照本发明实施例的姿控动力单元防热罩结构示意图，由图可知，姿控防热承力板、姿控防热层和姿控发动机喷管防热套4一起构成姿控动力单元防热罩6。姿控动力单元防热罩6处还设计有圆柱形脱插头防热套3。脱插头防热套3用于保护脱插头。
下面通过具体的实施例更加详细地说明本发明热防护装置，但以下实施例仅是说明性的，尤其是就在关于具体尺寸和舱内单机设备等方面的说明，本发明的保护范围并不受这些实施例的限制。
在本发明的一个实施例中，飞行器以40°攻角再入飞行，70km以下的飞行时间为200s，姿控动力单元安装在750mm×750mm的D型后底盖板上，姿控发动机的作用力臂不小于350mm，姿控动力单元防热罩为620mm×460mm的仿形结构，防热高度为150mm，姿控防热承力板、姿控防热层和姿控发动机喷管防热套一起构成姿控动力单元防热罩，姿控防热层为9mm非金属防热层，姿控防热承力板为3mm金属承力层，金属承力层材质为钛合金，姿控发动机喷管材料为不锈钢材料，姿控发动机喷管最薄厚度为1mm，姿控发动机喷管防热套的直径为Φ110mm，厚度为10mm，姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管的间距为5mm。后底盖板1的材质也为钛合金。
按典型弹道进行分析获得的结果如下：姿控系统的防热层外壁峰值温度为1500℃左右，满足防热罩的外壁低于1600℃的使用要求，防热结构内壁峰值温度为350℃。姿控发动机的喷管峰值温度降低到700℃，均可满足总体技术指标要求。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (5)

1.一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，该装置用于对姿控动力单元进行热防护，其特征在于，其包括后底盖板(1)、后底盖板防热层(7)、姿控防热承力板、姿控防热层、姿控发动机喷管防热套(4)以及脱插头防热套(3)，其中，
所述后底盖板(1)安装在舱体上，其为承力件，姿控动力单元设置在后底盖板(1)上，所述后底盖板防热层(7)覆盖在后底盖板(1)上，
所述姿控防热承力板包套住姿控动力单元，所述姿控防热层覆盖在所述姿控防热承力板上，
所述姿控动力单元包括姿控发动机(2)，所述姿控发动机出口处设置有姿控发动机喷管(5)，所述姿控发动机喷管防热套(4)包套在姿控发动机喷管(5)端口处，
所述脱插头防热套(3)包套在脱插头上。
2.如权利要求1所述的一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，其特征在于，姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管间具有1mm～8mm的缝隙，以避免姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管硬连接，从而可以避免姿控发动机喷管防热套对姿控发动机喷管造成损坏。
3.如权利要求1或2所述的一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，其特征在于，姿控发动机喷管防热套与姿控发动机喷管间具有5mm的缝隙。
4.如权利要求3所述的一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，其特征在于，所述姿控防热承力板为钛合金材质。
5.如权利要求4所述的一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置，其特征在于，所述后底盖板的材质为钛合金。
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