CN109050984A - 一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构 - Google Patents

一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构 Download PDF

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Abstract

一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，涉及航空航天工程技术，包括上壁板、芯材和下壁板，上壁板的底部与芯材的顶部固定连接，芯材的底部与上壁板的顶部固定连接。本发明涉及的结构，在传统承力皱褶芯材夹层板的基础上，利用其特有的结构构型，将皱褶空腔作为冷却剂的冷却通道，形成了承力换热一体化结构，减少了传统主动防热结构只承受热载荷的冷却管道，从而大大减轻结构重量；芯材的反射面有效地反射了辐射热流，比传统的蜂窝夹芯结构具有更好的隔热效果；冷却剂流经过芯材与温度较低的下层空腔，再通过温度较高的上层空腔进行冷却，进一步提高了冷却效率；芯材特有的构型与上下壁板形成的曲折流道，比传统的直圆管具有更高对流换热系数。

Description

一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构
技术领域
本发明涉及航空航天工程技术领域，特别涉及一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构。
背景技术
对再入过程中的空天飞行器和大气层内飞行的高超声速飞行器，其结构除了承受机械载荷的同时还承受严重的气动加热。强烈的气动热必须通过防热材料和热防护系统吸收或者耗散掉，以保证飞行器内部结构和设别的正常工作。从承受热载荷和机械载荷的状况划分，热防护结构可以分为热结构和冷结构：冷结构的热防护系统承受热载荷，内部承力结构只承受机械载荷；热结构同时承受热载荷和机械载荷。为了进一步降低结构重量，尤其是只承受热载荷的放热瓦、防热毡和主动冷却系统，热防护系统方案正从被动防热向主动防热发展，从“防热-结构”分开向“防热-结构一体化”发展。国内外已经有很多学者对一体化防热结构进行了研究，也有对单个皱褶空腔流道的对流换热特性的研究，但是利用皱褶结构的空腔作为冷却通道，将皱褶芯材夹层板作为防热承力一体化结构，目前还未见相关发明专利的报道。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明提供一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，是一种用于高超声速飞行器的热结构，可以实现结构放热与承力一体化，提高换热效率。
本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，包括上壁板、芯材和下壁板，上壁板的底部与芯材的顶部固定连接，芯材的底部与上壁板的顶部固定连接。
所述上壁板、所述芯材和所述下壁板均采用高温镍基变形合金材料。
所述上壁板与所述芯材之间和所述芯材与所述下壁板之间均通过高温焊接固定连接。
所述芯材为皱褶形结构，且芯材的皱褶形结构的偏折角为45-70°。
优选地，所述芯材2壁厚为1mm。
所述上壁板和所述下壁板的壁厚均为1-5mm。
所述芯材为整体成型。
所述芯材的皱褶形结构与所述上壁板之间形成空腔，为上层空腔，所述芯材的皱褶形结构与所述下壁板之间形成空腔，为下层空腔。
本发明设计提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，在传统承力皱褶芯材夹层板的基础上，利用其特有的结构构型，将皱褶空腔作为冷却剂的冷却通道，形成了承力换热一体化结构，减少了传统主动防热结构只承受热载荷的冷却管道，从而大大减轻结构重量；芯材的反射面有效地反射了辐射热流，比传统的蜂窝夹芯结构具有更好的隔热效果；冷却剂流经过芯材与温度较低的下层空腔进行冷却，再通过温度较高的上层空腔进行冷却，与传统通大单排热管相比进一步提高了冷却效率；芯材特有的构型与上下壁板形成的曲折流道，比传统的直圆管具有更高的对流换热系数。
附图说明
图1是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构的结构示意图；其中图1a为芯材展开图，图1b为芯材示意图，图1c为芯材与上壁板和下壁板组合结构示意图；
图2是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中皱褶芯材设计参数图；
图3是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中的相同换热条件下皱褶管与圆直管算例的温度分布对比示意图；
图4是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中的皱褶偏折角对结构温度的影响曲线示意图；
图5是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中的皱褶偏折角对壁面对流换热系数的影响曲线示意图；
图6是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中的结构在机械载荷和热载荷共同作用下校核计算的位移和应力分布示意图；
图7是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中皱褶形芯材的热应力随结构参数V和S的变化示意图；
图8是本发明提供的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构中皱褶形芯材的重量随结构参数V和S的变化；
其中，
1上壁板，2芯材，3下壁板，4上层空腔，5下层空腔。
具体实施方式
为了解决现有技术存在的问题，如图1至图8所示，本发明提供了一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，是一种用于高超声速飞行器的热结构，包括上壁板1、芯材2和下壁板3，上壁板1的底部与芯材2的顶部通过高温焊接固定连接，芯材2的底部与上壁板3的顶部通过高温焊接固定连接。
上壁板1、芯材2和下壁板3均采用高温镍基变形合金材料。
芯材2为皱褶形结构，如图1所示，且芯材2的皱褶形结构的偏折角为45-70°。皱褶芯材具有复杂的几何结构参数，为结构承力特性，结构换热性能和重量优化提供了丰富的设计参数，比传统结构更进一步的挖掘多目标结构优化的潜力。
芯材2为整体成型，由整张高温镍基变形合金材料皱褶成型，具有良好的整体性和密封性。
上壁板1和下壁板3的壁厚均为1-5mm。
优选地，芯材2壁厚为1mm。
芯材2的皱褶形结构与上壁板1之间形成空腔，为上层空腔4，芯材2的皱褶形结构与下壁板3之间形成空腔，为下层空腔5。皱褶结构形成的特殊空腔，比传统的圆直管和波纹管更利于涡流的形成，降低附面层的厚度，提高了结构的换热系数。
本发明涉及的一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，使用时，冷却剂或冷却空气先经下层空腔5对芯材2和下壁板3进行冷却，再经上层空腔4对芯材2和上壁板1进行冷却，冷却剂或冷却空气通过外设的循环或供给系统在冷却剂的入口提供一定的入口速度。
由于冷空气密度大，下层空腔5温度较低，冷却剂或冷却空气冷却下层空腔5，再对温度更高的芯材2上表面和暴露在气动热载荷下的上壁板1进行冷却，进一步提高了冷却效率。
为了进一步证明本发明的效果，以模拟高超声速飞行器热载荷和机械载荷的受载环境，对本发明涉及的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构进行了数值实验验证，过程如下：
步骤一、分别建立皱褶换热管道和圆直管换热管道的对比分析模型；
步骤二、建立皱褶换热管道参数化模型，分析皱褶构型的几何参数对换热效果的影响；
步骤三、建立皱褶夹层板模型，即本发明射进的一体化结构的模型，模拟高超声速飞行器热载荷和机械载荷的受载环境，分析校本发明所涉及的核皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构在热载荷和机械载荷共同作用下温度，位移和应力分布。
实验结果表明，
如图3所示，在相同换热同条件下，皱褶管道的壁面温度比圆直管降低了26％；
如图4所示，实验结果表明当皱褶结构偏折角在65°左右，结构具有最低的壁面温度；
如图5所示，实验结果表明皱褶结构偏折角在70°左右，结构具有最高的壁面换热系数；皱褶结构偏折角在60‐70°附近有最好的换热效率。
如图6所示，实验结果表明本发明涉及的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构在机械载荷和温度载荷共同作用下应力分布均匀，满足设计要求。
如图7至图8所示，本发明涉及的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构的应力水平和重量随皱褶单元几何设计参数的变化而变化，其中V和S均为图2中皱褶芯材2的设计参数，通过综合优化设计参数，可以得到给定工作条件下最优的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构。
本发明涉及的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构工艺简单，加工成本低，结构整体性、承载性和换热性能好，芯材2一体成型且与上壁板1和下壁板3固定连接，形成一体化集成的承力和热防护结构，省略了只用于换热而不承受载荷的换热管路，大大降低了热防护结构的结构重量，可以很好的使用与高超声速飞行器热结构的大范围应用。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述结构包括上壁板(1)、芯材(2)和下壁板(3)，上壁板(1)的底部与芯材(2)的顶部固定连接，芯材(2)的底部与上壁板(3)的顶部固定连接。
2.根据权利要求1所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述上壁板(1)、所述芯材(2)和所述下壁板(3)均采用高温镍基变形合金材料。
3.根据权利要求1所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述上壁板(1)与所述芯材(2)之间和所述芯材(2)与所述下壁板(3)之间均通过高温焊接固定连接。
4.根据权利要求1所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述芯材(2)为皱褶形结构，且芯材(2)的皱褶形结构的偏折角为45-70°。
5.根据权利要求1所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述芯材(2)壁厚为1mm。
6.根据权利要求1所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述上壁板(1)和所述下壁板(3)的壁厚均为1-5mm。
7.根据权利要求4所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述芯材(2)为整体成型。
8.根据权利要求4所述的皱褶式主动冷却热防护承力一体化结构，其特征在于，所述芯材(2)的皱褶形结构与所述上壁板(1)之间形成空腔，为上层空腔(4)，所述芯材(2)的皱褶形结构与所述下壁板(3)之间形成空腔，为下层空腔(5)。
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