CN107298163A - 一种降低高超声速气动热的热防护结构 - Google Patents

一种降低高超声速气动热的热防护结构 Download PDF

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武睿
武高辉
马元宏
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    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/38—Constructions adapted to reduce effects of aerodynamic or other external heating
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles
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Abstract

一种降低高超声速气动热的热防护结构，本发明涉及热防护结构，本发明内容是为了跳出以往热防护结构中为了保护材料而降低局部气动热的设计方法，它包括基底，基底上加工有多个凸起，在多个凸起之间形成多个沟槽，本发明用于航空航天高超声速热防护领域。

Description

一种降低高超声速气动热的热防护结构
技术领域
本发明涉及热防护结构，具体涉及一种降低高超声速气动热的热防护结构。
背景技术
航天飞船返回舱、空天飞机、导弹等飞行器在大气层中以高超声速飞行时，周围大气受到剧烈的压缩和摩擦作用从而升温，并主要通过对流的形式向飞行器表面传热。热防护结构的主要目的是阻隔热流，以防止其背后的飞行器结构因升温而失效。
飞行器表面的局部热流随表面曲率的提高而增大，因此当前的热防护结构，例如航天飞船返回舱的底部防热罩和导弹头锥的设计均采用平滑的外形以使防热结构表面受热比较均匀，并防止局部过热，但整个结构表面均暴露在高速气流中而受到较剧烈的气动加热。这是受材料耐烧蚀性能制约的情况下所采取的设计思路。
发明内容
本发明内容是为了跳出以往热防护结构中为了保护材料而降低局部气动热的设计方法，进而提供一种降低高超声速气动热的热防护结构。
本发明为解决上述问题而采用的技术方案是：
它包括基底，基底上加工有多个凸起，在多个凸起之间形成多个沟槽。
本发明的有益效果是：
1、本发明提出的热防护结构的创新在于利用防热结构表面的特殊形状来改变表面气流流动形式从而从源头降低结构表面的总体气动热。
2、本发明高超声速气流流经宽度与深度比低于5的矩形截面空腔时，空腔处的气流将呈现开放空腔流动，使空腔底部的气动热显著降低达50％以上。
3、本发明采用能够在高温下(3000摄氏度以上)保持极低的烧蚀率(<0.01mm/s)，且易加工的石墨基耗散防热材料，有助于降低防热结构的制造成本。
4、本发明的优越性在于，有助于实现轻量化的防热结构，而降低重量是飞行器设计的普遍追求。此外，表面形状的改变为防热结构的设计提供了一个新的自由度，便于针对具体材料和具体飞行任务来调整沟槽和凸起的尺寸和形状，以实现优化设计。
附图说明
图1多个沟槽3排布方式为同心圆形的对称体驻点位置的防护结构示意图，图2是图1纵向剖面结构示意图，图3是本发明的整体结构沿表面气流方向的剖面结构示意图，图4是多个沟槽3排布方式为螺旋形的对称体驻点位置的防护结构示意图，图5是图4纵向剖面结构示意图，图6是应用于飞行器前缘的具有可替换凸起2的热防护结构示意图，图6中凸起2下方加工有榫槽4，图7是图6弦向剖面结构示意图。
具体实施方式
具体实施方式一：结合图1-图7说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，它包括基底1，基底1上加工有多个凸起2，在多个凸起2之间形成多个沟槽3。
具体实施方式二：结合图1-图7说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，基底1是由石墨基耗散防热材料制成的基底，因此凸起2也是由石墨基耗散防热材料制成的凸起。其它与具体实施方式一相同。
具体实施方式三：结合图1-图5说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，每个沟槽3槽宽的宽度与槽深的比大于0.8小于5。其它与具体实施方式一相同。
具体实施方式四：结合图1-图5说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，每个沟槽3的最大宽度大于1mm小于50mm，其它与具体实施方式一相同。
具体实施方式五：结合图4和图5说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，基底1上多个沟槽3的排布方式为螺旋形。其它与具体实施方式一相同。
具体实施方式六：结合图1和图3说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，基底1上多个沟槽3的排布方式为同心圆形，其它与具体实施方式五相同。
具体实施方式七：结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，图1所示的应用于旋转对称体驻点位置的热防护结构由整块石墨基耗散防热材料直接加工而成。其表面有沿以驻点为圆心的同心圆加工而成的沟槽3。
如图2所示，沟槽3之间有凸起2，沟槽3底部为基底1。所述若干沟槽3的深度和宽度根据空气动力学及气动热力学设计。
所述基底1的外径为100mm，顶面曲率半径为80mm的球面。沟槽3的深度为10-20mm，宽度在5-15mm之间。沟槽3底部形状为车削而成的圆弧形。所述凸起2的棱角处有圆倒角，圆角半径在1-5mm之间。
在近似平行于旋转对称轴的高超声速气流下，防热结构表面形成弓形激波，激波后的气流主要沿径向流动，多个沟槽3内因而形成开放空腔流。与没有凸起和沟槽、表面平滑的传统热防护结构表面所受的气动热相比，虽然所述凸起2的上表面所受的局部气动热有所提高，但所述若干沟槽3的底部表面所受的局部气动热有显著降低，因而气流对整个防热结构的总加热量降低。同时由于所述凸起2由耐烧蚀的石墨基耗散防热材料制成，因而可以承受较高的局部气动热。
本实施方式与传统的表面平滑的热防护结构相比，其优越性在于，由于总体气动热降低，所需的烧蚀材料的质量下降，从而实现轻质化。由于所述若干沟槽3的深度和宽度决定了所述凸起2表面的温度，因此可以通过设计使得所述凸起2表面的烧蚀材料工作在最佳温度下，这也有助于合理利用材料、实现轻质化。其它与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。
具体实施方式八：结合图4和图5说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，图4所示的应用于旋转对称体驻点位置的热防护结构由整块石墨基耗散防热材料直接加工而成。其表面有沿螺旋线加工而成的沟槽3。基底1的外径为100mm，顶面曲率半径为80mm的球面。所述沟槽3的深度在0-15mm之间，宽度为7mm，底部为铣削而成的平滑底面，其它与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。
具体实施方式九：结合图6和图7说明本实施方式，本实施方式所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，多个凸起2之间形成沟槽3，凸起2底部加工有榫头，榫头嵌装在凸起2底部基底1表面的榫槽4上。若干沟槽3的深度、宽度和形状由空气动力学及气动热力学设计。
基底1是顶角为30度的尖劈，并带有30度的后掠角，厚度为30mm。凸起2的宽度为20mm，顶面的棱角处有圆倒角，圆角半径为5mm。沟槽3的深度为20mm，靠近尖劈前缘位置的所述沟槽3的宽度为20mm，其余位置的所述沟槽3的宽度为50mm。
本实施方式与传统的表面平滑的热防护结构相比，其优越性在于，由于总体气动热降低，所需的烧蚀材料的质量下降，从而实现轻质化。由于沟槽3底部，即所述基底1表面的热流较低，因此对所述基底1的防热性能的要求大大降低，所述基底1从而可由更轻质的材料制成。同时，气动热主要由耐烧蚀材料制成的所述凸起2承受，榫头嵌装在可拆卸榫槽4上可以使飞行器可以进行快速维护。其它与具体实施方式一、二、三、四、五或六相同。

Claims (6)

1.一种降低高超声速气动热的热防护结构，其特征在于：它包括基底(1)，基底(1)上加工有多个凸起(2)，在多个凸起(2)之间形成多个沟槽(3)。
2.根据权利要求1所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，其特征在于：基底(1)是由石墨基耗散防热材料制成的基底。
3.根据权利要求1所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，其特征在于：每个沟槽(3)槽宽的宽度与槽深的比大于0.8小于5。
4.根据权利要求1所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，其特征在于：每个沟槽(3)的最大宽度大于1mm小于50mm。
5.根据权利要求3或4所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，其特征在于：基底(1)上多个沟槽(3)的排布方式为螺旋形。
6.根据权利要求3或4所述一种降低高超声速气动热的热防护结构，其特征在于：基底(1)上多个沟槽(3)的排布方式同心圆形。
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