CN109216880B - 一种适用于长时气动热环境的天线窗组件及其设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种适用于长时气动热环境的天线窗组件及其设计方法。开展天线窗组件一维防隔热仿真与设计，获得天线窗组件气动外形面中心部位的防热口框理论厚度和隔热层理论厚度。并结合防热口框和隔热层厚度的工艺可行性，确定天线窗组件的防热口框气动外形面部位厚度和隔热层厚度。将防热口框与周边防热结构接触部位掏空改为四个支撑柱。利用三维造型软件，建立天线窗组件的三维数字模型。利用温度场仿真软件建立三维温度场仿真模型，获得天线窗组件的温度分布。对天线窗组件的隔热层厚度进行优化设计，重直至温度满足天线耐温要求。

Description

一种适用于长时气动热环境的天线窗组件及其设计方法
技术领域
本发明专利涉及一种适用于长时气动热环境的天线窗组件及其设计方法，尤其涉及一种适用于千秒量级及以上气动热环境的飞行器轻质天线窗组件，属于飞行器天线窗组件设计领域。
背景技术
天线窗组件属于局部防热透波结构一体化部件，是高超声速飞行器结构的重要组成部分。在高超声速飞行器飞行过程中，它除了需要满足力热性能要求外，还需要满足电磁波穿透的功能。随着高超声速技术的发展，飞行器飞行时间越来越长，达到了千秒量级及以上，面临的气动加热环境也更加恶劣。同时，出于高超声速飞行器总体性能的考虑，天线窗组件的质量指标也逐渐成为了天线窗组件设计的重要指标。如果还采用传统的天线窗组件设计方法，天线窗组件将难以满足高超声速飞行器的总体设计要求。
传统的天线窗组件主要针对十秒量级和百秒量级的飞行环境，普遍采用防热层加隔热层的双层结构形式，防热层和隔热层之间采用“面传导”形式传热，隔热设计只需要满足天线窗组件中心部位厚度在一维传热条件下内部温度不超过天线温度要求即可，主要是由于飞行器飞行时间较短，天线窗组件的三维传热效应不显著，在工程设计中可以假设为一维传热。而随着飞行时间增加到千秒量级及以上，原有的“面传导”传热形式存在较为严重的热短路现象，三维传热效应变得十分明显，一方面，一维防隔热假设已经在理论上不成立，更为重要的是，若还采用原有的结构形式，即使采用了三维防隔热设计方法，天线窗组件的厚度将无法满足飞行器的总体设计要求。传统的天线窗组件不涉及轻质化设计，原因是天线窗组件的数量较少，不是飞行器增重的主要因素，质量一般也不作为天线窗组件设计的约束性指标。
因此，传统的天线窗组件设计方法较难实现千秒量级及以上热环境的天线窗组件防隔热及轻质化设计。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术不足，提供一种适用于长时气动热环境的天线窗组件及其设计方法，解决了千秒量级及以上热环境下“面传导”的热短路问题和轻质化问题。
本发明的技术解决方案是：一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，该组件包括防热口框和隔热层，所述防热口框由防热气动结构、N个支撑柱和翻边结构组成，防热气动结构表面与飞行器上天线窗所在的气动外形表面匹配，翻边结构与飞行器天线窗周边结构匹配，用于固定安装天线窗组件，N个支撑柱固定连接防热气动结构与翻边结构，用于支撑防热气动结构，所述隔热层位于防热口框内与防热气动结构层叠安装，所述N大于等于2。
所述隔热层和防热口框防热气动结构的厚度根据飞行器飞行全程的热环境、天线耐温、隔热层和天线窗组件防热气动结构的材料物性，针对天线窗组件防热气动结构及隔热层组成的层叠结构，开展一维防隔热仿真确定。所述材料物性包括热导率、密度、比热容和辐射系数。
所述隔热层由隔热透波材料制成。
所述隔热透波材料为石英纤维基陶瓷隔热瓦或氧化铝纤维基陶瓷隔热瓦。
所述隔热层的密度低于0.5g/cm3。
所述防热口框由防热透波材料制成，在1400度以下超过1千秒不发生烧蚀。
所述防热口框一体成型。
一种适用于长时气动热环境的天线窗组件的设计方法，该方法包括如下步骤：
s1、根据飞行器飞行全程的热环境、天线耐温、隔热层和天线窗组件防热气动结构材料物性，针对天线窗组件防热气动结构及隔热层组成的层叠结构，开展一维防隔热仿真，获得天线窗组件防热气动结构的理论厚度和隔热层理论厚度；
s2、根据飞行器上天线窗的轮廓，设计天线窗组件防热气动结构的形状，使得防热气动结构表面与飞行器上天线窗所在的气动外形面匹配；
s3、根据飞行器天线窗周边内部结构，设计翻边结构使之与天线窗周边结构匹配；
s4、设计N个支撑柱连接翻边结构与防热气动结构，形成防热口框结构，将防热口框与周边防热结构接触部位的“面传导”设计成“线传导”；
s5、设计隔热层的形状与厚度，使隔热层位于防热口框内与防热气动结构层叠安装，形成天线组件结构，所述隔热层厚度大于等于隔热层理论厚度；
s6、建立天线窗组件的三维数字模型，根据天线窗组件的三维数字模型、防热口框和隔热层材料、飞行器飞行全程的热环境，建立三维温度场仿真模型，获得天线窗组件飞行全程的温度分布；
s7、如果天线窗组件隔热层与天线相接触的面飞行全程最高温度低于天线耐温，则结束，否则，优化天线窗组件，重新建立三维数字模型和三维温度场仿真模型，直至温度满足天线耐温要求。
优化天线窗组件的具体方法包括：增加天线窗组件的隔热层厚度、更改支撑柱的形状或者变更防热口框和/或隔热层材料。
所述材料物性包括热导率、密度、比热容和辐射系数，其中热导率指随温度变化的值。
本发明与现有技术相比的优点在于：
1)、本发明通过防热口框与周边防热结构接触部位的“面传导”设计成近似“点传导”，解决了千秒量级及以上热环境下“面传导”的热短路问题。
(2)、本发明防热口框采用N个支撑柱连接防热口框气动结构和翻边结构，解决了千秒量级及以上热环境天线窗组件的轻质化问题。
(3)、本发明通过调整隔热层厚度，解决了天线窗组件厚度与天线安装不协调的问题。
附图说明
图1为本发明实施例天线窗组件结构示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
如图1所示，本发明提供了一种适用于长时气动热环境的飞行器轻质天线窗组件，该天线组件包括防热口框2和隔热层1，所述防热口框2由防热气动结构2-1、N个支撑柱2-2和翻边结构2-3组成，防热气动结构2-1表面与飞行器上天线窗所在的气动外形表面匹配，翻边结构2-3与飞行器天线窗周边结构匹配，用于固定安装天线窗组件，N个支撑柱2-2固定连接防热气动结构2-1与翻边结构2-3，用于支撑防热气动结构，所述隔热层1位于防热口框2内与防热气动结构2-1层叠安装，所述N大于等于2。
所述隔热层1和防热口框防热气动结构2-1的厚度根据飞行器飞行全程的热环境、天线耐温、隔热层1和天线窗组件防热气动结构2-1材料物性，针对天线窗组件防热气动结构及隔热层组成的层叠结构，开展一维防隔热仿真确定。所述材料物性包括热导率、密度、比热容和辐射系数。
所述隔热层1由隔热透波材料制成。所述隔热透波材料为石英纤维基陶瓷隔热瓦和氧化铝纤维基陶瓷隔热瓦。
所述隔热层1的密度低于0.5g/cm3，在1500度以下具有轻质高效隔热作用。
所述防热口框2由防热透波材料制成，在1500度以下超过1千秒不发生表面高温后退。例如，石英基耐高温透波材料和氧化铝基耐高温透波材料。
所述防热口框2一体成型，减少高温连接失效风险。
本发明还提供了一种适用于长时气动热环境的飞行器轻质天线窗组件的设计方法，该方法包括如下步骤：
s1、根据飞行器飞行全程的热环境、天线耐温、隔热层1和天线窗组件防热气动结构2-1材料物性，针对天线窗组件防热气动结构2-1及隔热层1组成的层叠结构，开展一维防隔热仿真，获得天线窗组件防热气动结构2-1的理论厚度和隔热层1理论厚度，使隔热层内壁温度低于天线耐温；所述材料物性包括热导率、密度、比热容和辐射系数，其中热导率指随温度变化的值，热导率的温度上限应等于或者大于隔热层与防热气动结构交界面的最高温度。
s2、根据飞行器上天线窗的轮廓，设计天线窗组件防热气动结构2-1的形状，使得防热气动结构表面与飞行器上天线窗所在的气动外形面匹配；例如，当天线窗为方形时，防热气动结构2-1表面为方形；当天线窗为圆形时，防热气动结构2-1表面为圆形，并且外表面与飞行器的外表面匹配。
s3、根据飞行器天线窗周边内部结构，设计翻边结构2-3使之与天线窗周边结构匹配；
s4、设计N个支撑柱2-2连接翻边结构2-3与防热气动结构2-1，形成防热口框2，将防热口框2与周边防热结构接触部位的“面传导”设计成“线传导”，解决了千秒量级及以上热环境下“面传导”的热短路问题。根据防热口框的工艺可行性，确定四个支撑柱的尺寸与外形。
在工艺实现过程中，可以先加工一个带框的防热气动结构，再将框与周边防热结构接触部位掏空改为四个支撑柱，支撑柱还可以是多个。
s5、设计隔热层1的形状与厚度，使隔热层1位于防热口框内与防热气动结构层叠安装，形成天线组件结构，所述隔热层1厚度大于等于隔热层理论厚度；
s6、建立天线窗组件的三维数字模型，根据天线窗组件的三维数字模型、防热口框和隔热层材料、飞行器飞行全程的热环境，建立三维温度场仿真模型，获得天线窗组件飞行全程的温度分布；
s7、如果天线窗组件隔热层与天线相接触的面飞行全程最高温度低于天线耐温，则结束，否则，优化天线窗组件，重新建立三维数字模型和三维温度场仿真模型，直至温度满足天线耐温要求。
所述优化天线窗组件的具体方法包括：增加天线窗组件的隔热层厚度、更改支撑柱的形状或者变更防热口框和/或隔热层材料。
本发明解决了千秒量级及以上热环境的天线窗组件在防隔热设计中面临的热短路难题，同时使天线窗组件减重30％左右，实现了天线窗组件的轻质化，为千秒量级及以上热环境的天线窗组件设计提供了一种可靠有效的解决方式。
本说明书未进行详细描述部分属于本领域技术人员公知常识。

Claims (9)

1.一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，其特征在于：包括隔热层(1)和防热口框(2)和隔热层，所述防热口框(2)由防热气动结构(2-1)、N个支撑柱(2-2)和翻边结构(2-3)组成，防热气动结构(2-1)表面与飞行器上天线窗所在的气动外形表面匹配，翻边结构(2-3)与飞行器天线窗周边结构匹配，用于固定安装天线窗组件，N个支撑柱(2-2)固定连接防热气动结构(2-1)与翻边结构(2-3)，用于支撑防热气动结构(2-1)，所述隔热层(1)位于防热口框(2)内与防热气动结构(2-1)层叠安装，所述N大于等于2；
所述隔热层和防热口框防热气动结构(2-1)的厚度根据飞行器飞行全程的热环境、天线耐温、隔热层(1)和天线窗组件防热气动结构(2-1)材料物性，针对天线窗组件防热气动结构(2-1)及隔热层(1)组成的层叠结构，开展一维防隔热仿真确定，所述材料物性包括热导率、密度、比热容和辐射系数。
2.根据权利要求1所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，其特征在于所述隔热层(1)由隔热透波材料制成。
3.根据权利要求2所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，其特征在于所述隔热透波材料为石英纤维基陶瓷隔热瓦或氧化铝纤维基陶瓷隔热瓦。
4.根据权利要求1所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，其特征在于所述隔热层(1)的密度低于0.5g/cm3。
5.根据权利要求1所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，其特征在于所述防热口框(2)由防热透波材料制成，在1400度以下超过1千秒不发生烧蚀。
6.根据权利要求1所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件，其特征在于：所述防热口框(2)一体成型。
7.一种适用于长时气动热环境的天线窗组件的设计方法，其特征在于包括如下步骤：
s1、根据飞行器飞行全程的热环境、天线耐温、隔热层和天线窗组件防热气动结构(2-1)材料物性，针对天线窗组件防热气动结构(2-1)及隔热层(1)组成的层叠结构，开展一维防隔热仿真，获得天线窗组件防热气动结构的理论厚度和隔热层理论厚度；
s2、根据飞行器上天线窗的轮廓，设计天线窗组件防热气动结构(2-1)的形状，使得防热气动结构(2-1)表面与飞行器上天线窗所在的气动外形面匹配；
s3、根据飞行器天线窗周边内部结构，设计翻边结构(2-3)使之与天线窗周边结构匹配；
s4、设计N个支撑柱连接翻边结构(2-3)与防热气动结构(2-1)，形成防热口框结构，将防热口框与周边防热结构接触部位的“面传导”设计成“线传导”；
s5、设计隔热层(1)的形状与厚度，使隔热层(1)位于防热口框内与防热气动结构(2-1)层叠安装，形成天线组件结构，所述隔热层(1)厚度大于等于隔热层理论厚度；
s6、建立天线窗组件的三维数字模型，根据天线窗组件的三维数字模型、防热口框(2)和隔热层(1)材料、飞行器飞行全程的热环境，建立三维温度场仿真模型，获得天线窗组件飞行全程的温度分布；
s7、如果天线窗组件隔热层与天线相接触的面飞行全程最高温度低于天线耐温，则结束，否则，优化天线窗组件，重新建立三维数字模型和三维温度场仿真模型，直至温度满足天线耐温要求。
8.根据权利要求7所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件的设计方法，其特征在于所述步骤s7优化天线窗组件的具体方法包括：增加天线窗组件的隔热层厚度、更改支撑柱的形状或者变更防热口框和/或隔热层材料。
9.根据权利要求7所述的一种适用于长时气动热环境的天线窗组件的设计方法，其特征在于所述步骤s1中的材料物性包括热导率、密度、比热容和辐射系数，其中热导率指随温度变化的值。
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