CN108582922B - 一种相变复合热防护层 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种相变复合热防护层，包括上表面金属、上隔板、下隔板、下表面金属和支撑部件，所述上隔板与所述下隔板之间填充有相变材料，所述上表面金属与所述上隔板之间填充有隔热材料A，所述下隔板与所述下表面金属之间填充有隔热材料B，所述支撑部件穿过所述上隔板和所述下隔板，两端分别连接于所述上表面金属和所述下表面金属。本发明的相变复合热防护层采用特定结构将相变材料与隔热材料相结合，使上表面金属与空气摩擦产生的大量热量经过层层削弱，最终到达飞行器表面只有小部分热量，实现了良好的热防护效果，抗瞬时热冲击能力优异，能够提供稳定持续的热防护，不需要频繁更换或喷涂，有效解决高速飞行器的热障问题。

Description

一种相变复合热防护层
技术领域
本发明涉及热防护领域，尤其涉及一种相变复合热防护层。
背景技术
高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器，具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。研究表明，飞行器以超高音速飞行时，其表面与空气剧烈摩擦产生高温，当飞行器的飞行速度达到3倍声速时，其前端温度可达330℃；当飞行速度为6倍声速时，可达1480℃，热障问题成为限制高超音速飞机发展的重要因素。
目前，航天器采用烧蚀材料解决热障问题，但是对于需要长时间持续飞行的高超音速飞机，烧蚀热防护仅仅能提供一次飞行需求，而且烧蚀后的产物使飞机周围的带电粒子增多，从而造成黑障，无法与地面基站进行通讯。
因此，需要开发一种热防护层，既具有良好的热防护效果，抗瞬时热冲击能力优异，又能稳定持续提供防护支持。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种相变复合热防护层，通过采用特定结构将相变材料与隔热材料相结合，获得稳定持久的良好热防护效果，替代只能单次使用的烧蚀层，解决高速飞行器的热障问题。
本发明提供了一种相变复合热防护层，包括上表面金属、上隔板、下隔板、下表面金属和支撑部件，所述上隔板与所述下隔板之间填充有相变材料，所述上表面金属与所述上隔板之间填充有隔热材料A，所述下隔板与所述下表面金属之间填充有隔热材料B，所述支撑部件穿过所述上隔板和所述下隔板，两端分别连接于所述上表面金属和所述下表面金属。
上述技术方案中，相变复合热防护层与飞行器机身连接，从而对飞行器进行热防护。因为上表面金属与空气摩擦生热，一部分热量通过上表面金属的辐射作用散失在空气中，一部分热量通过隔热材料A和上隔板进行传导，温度降低，相变材料吸收大部分热量使温度保持在相变温度附近，所以只有极少部分的热量通过下隔板，隔热材料B和下表面金属到达飞行器表面。隔热材料A和隔热材料B起到降温作用，相变材料起到吸收热量的作用，上隔板和下隔板具有较好的抗形变强度，抵抗相变材料密度变化引起的压力，支撑部件也能起到减小形变避免损坏的作用，最终使相变复合热防护层能长时间维持飞行器机身温度在合适的范围内。
所述相变材料可以为石蜡、无机盐或低熔点金属。
优选地，所述上隔板与所述下隔板之间的距离为3-8mm。
优选地，所述上表面金属与所述上隔板之间的距离为0.2-2mm。
优选地，所述下隔板与所述下表面金属之间的距离为0.2-2mm。
优选地，所述支撑部件与所述上隔板、所述下隔板、所述上表面金属和所述下表面金属分别通过机械连接或焊接。
优选地，所述支撑部件厚度为0.5-2mm，相邻两个所述支撑部件之间距离为0.5-5mm。
优选地，所述支撑部件厚度为1-10mm，相邻两个所述支撑部件之间距离为10-500mm。
优选地，所述上表面金属和所述下表面金属分别选用钛合金、铝合金中的一种或多种。
优选地，所述隔热材料A和所述隔热材料B为多孔材料。
优选地，所述相变材料中设有换热设备，所述换热设备将所述相变材料吸收的热量带出所述相变复合热防护层。
本发明提供的相变复合热防护层通过采用特定结构将相变材料与隔热材料相结合，使上表面金属与空气摩擦产生的大量热量经过层层削弱，最终到达飞行器表面只有小部分热量，实现了良好的热防护效果，抗瞬时热冲击能力优异，能够提供稳定持续的热防护，不需要频繁更换或喷涂，并且物理化学性能稳定，有效解决高速飞行器的热障问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中相变复合热防护层的结构示意图；
图2为本发明实施例中相变复合热防护层连接在飞机上的示意图；
图3为本发明实施例中通过半导体发电装置再利用相变材料吸收的热量的示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
本实施例提供一种相变复合热防护层，如图1所示，包括上表面金属1、上隔板3、下隔板5、下表面金属7和支撑部件8，上隔板3与下隔板5之间填充有相变材料4，上表面金属1与上隔板3之间填充有隔热材料A2，下隔板5与下表面金属7之间填充有隔热材料B6，支撑部件8穿过上隔板3和下隔板5，两端分别连接于上表面金属1和下表面金属7。
如图2所示，使用焊料22将上述的相变复合热防护层21焊接在飞机壳体23上，起到热防护作用。当飞机飞行速度大于5马赫时，表面与空气剧烈摩擦，发热严重，焊接了相变复合热防护层21后，一部分热量通过上表面金属1的辐射作用散失在空气中，一部分热量通过隔热材料A2和上隔板3进行传导，温度降低，再经相变材料4吸收大部分热量，最后只有极少部分热量通过下隔板5、隔热材料B6和下表面金属7到达飞机壳体23，从而使飞机壳体23维持在正常的温度范围。
相变复合热防护层21也可以通过机械连接的方式连接固定在飞机壳体23上。
上表面金属1和下表面金属7具有较高的热辐射能力，能够在宽温度范围内保持很高的机械强度，可以选用钛合金或铝合金。
隔热材料A2和隔热材料B6可以相同或不同，起到降温作用。本实施例中采用多孔材料，多孔材料利用本身所含的孔隙隔热，因为空隙内空气的导热系数很低，例如陶瓷、石棉、纤维等，具有良好的隔热效果。
上隔板3和下隔板5具有较好的抗形变强度，抵抗相变材料4密度变化引起的压力。
支撑部件8为刚性材料，与上隔板3、下隔板5、上表面金属1和下表面金属7分别通过机械连接或焊接。为相变复合热防护层21提供支撑作用，减小因形变对其造成的损伤。
相变材料4发生相变吸收热量，一方面将热量存储以便后续再利用，另一方面可以应对短时热量剧烈波动。相变材料4可以为石蜡、无机盐或低熔点金属。
基于上述实施例，本实施例中上隔板3与下隔板5之间的距离为3-8mm。
基于上述实施例，本实施例中上表面金属1与上隔板3之间的距离为0.2-2mm。
基于上述实施例，本实施例中下隔板5与下表面金属7之间的距离为0.2-2mm。
上述技术方案中的距离，即隔热材料层的厚度与相变材料层的厚度各自控制在上述范围内，能有效起到隔热降温作用以及吸收储热作用，且厚度尽量小，降低成本。
基于上述实施例，本实施例中支撑部件8厚度为0.5-2mm，相邻两个支撑部件8之间距离为0.5-5mm。这样设计能给予相变复合热防护层21良好的支撑效果，更适用于飞机壳体23上曲面的部分。
基于上述实施例，本实施例中支撑部件8厚度为0.5-2mm，相邻两个支撑部件8之间距离为10-500mm。这样设计能给予相变复合热防护层21良好的支撑效果，更适用于飞机壳体23上平面的部分。
基于上述实施例，本实施例中相变材料4中设有换热设备，将相变材料4吸收的热量带出相变复合热防护层21，连接至飞机内部进行再利用。
基于上述实施例，本实施例中通过半导体发电装置33进行发电从而再利用相变材料4吸收的热量。如图3所示，相变材料4中设有换热管31，换热管31将热量带出至储热器32，储热器32与半导体发电装置33一侧相连，则半导体发电装置33的两侧形成温差，从而将热能转化为电能。利用半导体温差发电有着无噪音、寿命长、性能稳定等优点。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (2)

1.一种用于高速飞行器的相变复合热防护层，其特征在于，包括上表面金属、上隔板、下隔板、下表面金属和支撑部件，所述上隔板与所述下隔板之间填充有相变材料，所述上表面金属与所述上隔板之间填充有隔热材料A，所述下隔板与所述下表面金属之间填充有隔热材料B，所述支撑部件穿过所述上隔板和所述下隔板，两端分别连接于所述上表面金属和所述下表面金属；所述上隔板与所述下隔板之间的距离为3-8mm；所述上表面金属与所述上隔板之间的距离为0.2-2mm；所述下隔板与所述下表面金属之间的距离为0.2-2mm；用于曲面的所述支撑部件厚度为0.5-2mm，相邻两个所述支撑部件之间距离为0.5-5mm，用于平面的所述支撑部件厚度为1-10mm，相邻两个所述支撑部件之间距离为10-500mm；
所述上表面金属和所述下表面金属分别选用钛合金、铝合金中的一种或多种；
所述隔热材料A和所述隔热材料B为多孔材料；
所述相变材料中设有换热管，所述换热管将热量带出至储热器，所述储热器与半导体发电装置一侧相连。
2.根据权利要求1所述的一种用于高速飞行器的相变复合热防护层，其特征在于，所述支撑部件与所述上隔板、所述下隔板、所述上表面金属和所述下表面金属分别通过机械连接或焊接。
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