CN109264030B - 一种对流冷却主动热防护结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种对流冷却主动热防护结构，属于航天器热防护技术领域，解决了现有技术中热防护结构过度依赖材料的热防护性能，结构复杂，成本高和防热效率低下的问题。该对流冷却主动热防护结构包括表层、中间层、内层，所述中间层靠近表层的部分设有冷却流道。本发明提供的对流冷却主动热防护结构用于航天器重回大气层时的热防护。

Description

一种对流冷却主动热防护结构
技术领域
本发明属于航天器热防护领域，特别涉及一种对流冷却主动热防护结构。
背景技术
航天器重复使用是降低天地往返运输系统的运输费用和提高操作效率的有效途径，是未来航天领域技术发展的必然趋势。显然，这些高超音速飞行器在重返大气层时均要经受严重的气动加热，因此均需考虑可重复使用航天器的防热问题。
现阶段的航天器热防护结构多是基于材料本身属性的被动式热防护结构，但陶瓷基等复合材料的价钱昂贵，对于可重复使用航空器存在使用次数限制的硬性要求，且结构复杂，制造困难，防热效率低下，不能多次重复大热载使用。
被动式热防护的传热放热效率在材料性能方面趋于极限，已很难满足将来更高马赫数高超飞行器的多次重复大热载使用环境。
发明内容
鉴于以上分析，本发明旨在提供一种对流冷却主动热防护结构，用以解决现有热防护结构过度依赖材料的热防护性能，结构复杂，成本高和防热效率低下的问题。
本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：
一种对流冷却主动热防护结构，包括表层、中间层和内层，中间层靠近表层的部分设有冷却流道。
进一步的，冷却流道为S形流道。
进一步的，S形流道为多个且为单S形流道并联设置。
进一步的，S形流道的内拐弯直径不低于方形截面的边长。
进一步的，S形流道的并联间隔不低于方形截面的边长。
进一步的，表层、内层材料均为蜂窝夹层结构。
进一步的，表层材料为镍铬钴钼合金，所述内层材料为钛合金。
进一步的，表层厚度为15.8～22.9mm。
进一步的，中间层厚度为3～4mm。
进一步的，冷却流道的高度为所述中间层厚度的2/3。
进一步的，S形流道的拐弯直径为方形截面边长的1-2倍。
进一步的，S形流道的并联间隔为方形截面边长的1-2倍。
进一步的，冷却剂流速为2～6m/s。
与现有技术相比，本发明有益效果如下：
(1)本发明对流冷却主动热防护结构是一种可多次重复使用热防护结构形式，最大化减少对材料的依赖，由工质或冷却剂带走全部或绝大部分热量，节约成本，提高防热效率。
(2)表层和内层的蜂窝夹层结构使本发明热防护结构具有良好的力学性能、隔热性能和热冲击性能好，且蜂窝夹层结构使热防护结构质量减轻。
(3)本发明使用燃料作为冷却剂，对流冷却降低表层温度的同时对燃料完成了预热，节约能源，且不用再额外配备冷却剂，减轻航天器重量。
(4)对热防护结构进行进一步优化，通过调整表层与中间层的厚度，使热防护结构在满足使用要求的同时减轻重量。
本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书以及权利要求书中所特别指出的结构来实现和获得。
附图说明
附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的附图标记表示相同的部件。
图1对流冷却主动热防护结构示意图；
图2中间层冷却流道示意图；
图3双S流道并联示意图；
图4三S流道并联示意图；
图5优化参数示意图。
附图标记：
1-表层；2-中间层；3-内层；4-冷却流道。
具体实施方式
下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本申请一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。
本实施例提供了一种对流冷却主动热防护结构，如图1所示，包括表层1、中间层2和内层3，中间层2靠近表层1的部分设有冷却流道4。
表层1可隔绝部分热量，隔离外部异物等的冲击，并将多余热量传递到中间层2；中间层2内部设有冷却流道4，冷却液在冷却流道4中循环，吸收表层1传递出来的热量，为主动热防护；内层3与航天器机体主结构相接触，为主承力结构，且可进一步隔热，避免外部热量及冲击对航天器机体及内部仪器造成损害。表层1、中间层2、内层3、冷却流道4相互配合，使本发明对流冷却主动热防护结构可多次重复使用热防护结构形式，最大化减少对材料的依赖，由工质或冷却剂带走全部或绝大部分热量，结构简单，节约成本，提高防热效率。
表层1为高温合金面板蜂窝夹层结构，能有效隔绝热量，强度高、抗热冲击性能好，且蜂窝夹层结构使本发明热防护结构质量较轻；为了使表层1能承受气动热的热量且能够对本发明热防护结构进行保护，表层1材料选择为Inconel617(镍铬钴钼合金)，在高达1100℃条件下仍然具有很好的瞬时和长期机械性能。
中间层2为以钛合金为基板的对流冷却面板，冷却流道4由机床铣削加工而成。液态燃料作为冷却剂，通过热交换对中间层2进行冷却，冷却流道4与燃料箱相连，构成热交换回路；冷却剂从冷却流道4中吸收的热量通过热交换器对预热燃料箱中的燃料进行预热，预热的燃料继续加热给飞行器提供动力，冷却的燃料送回冷却流道4，液态燃料可以是液态氢。使用燃料作为冷却剂，在对流冷却过程中降低表层1温度的同时对燃料完成了预热，节约能源，且不用再额外配备冷却剂，减轻航天器重量。如图2所示，冷却流道4为多个S形流道且为并联设置，能有效降低流阻，最大化提高吸热效率。
为了提高热交换效率，本实施例冷却流道4采用的方形流道，方形流道加工性好，与圆形流道等截面面积条件下，热流密度大，热交换效率高。圆形流道冷却剂流动阻力小，但是热交换时间少，传热有效面积小，热交换效率不高，加工性不好；
如图2所示，为了进一步提高冷却流道4的热交换效率，热防护效果更好，在保证方形流道前提下，本实施例选取单S流道并联的形式。与直通流道并联、双S流道并联、三S流道并联形式相比，单S流道并联的形式热交换效率最好。试验对比结果见表1，由表1可知，在其余变量相同的条件下，单S流道并联使内层3上表面温度最低，热防护效果最佳。图3为双S流道并联示意图，图4为三S流道并联示意图。
表1不同流道形式的热防护效果
序号 流道形式 内层3上表面平均温度(K)
1 直通流道并联 580.671
2 单S流道并联 349.267
3 双S流道并联 477.113
4 三S流道并联 492.572
S形流道的内拐弯直径一般不低于方形截面的边长，通常取1～2倍的截面边长，如1.5倍。S形流道的并联间隔一般不低于方形截面的边长，通常取1～2倍的截面边长，如1.5倍。
由表2可知，其余变量相同时，冷却剂流速不同也会造成对流冷却热防护结构的热防护效果不同。冷却剂流速越低，单位时间通过相同截面积的工质越少，中间层2上表面热流密度越小，内层3上表面平均温度越高。
冷却剂流速选取2～6m/s。当流速低于2m/s时，冷却剂流速较低对热流密度影响较大，流速越低，热流密度越小，热交换效率越低；且冷却剂在冷却流道中滞留时间过长，无法及时将吸收的热量带走。当流速高于6m/s时，热流密度对热交换效率的影响较小，此时对热交换效率影响主要是流阻，流速越大流阻越大，热交换效率较低；流速太大，热交换不及时，冷却剂无法发挥最大作用，同时对流道有冲击侵蚀作用，容易破坏流道。由表2可知，冷却剂流速在2～6m/s时，传热效果最优，当流速超出范围时，热交换效率变化明显，传热效果不好。
表2不同流速的热防护效果
序号 流速(m/s) 内层3上表面平均温度(K)
1 2 324.50
2 4 318.41
3 6 311.83
内层3与机体工作区域相接触，为了防了止航天器在冷却流道4堵塞等情况下、中间层2失去热交换能力时内部工作区域温度过高，同时增强航天器机体工作区域外围强度，作为保护层，内层3为高温合金面板蜂窝夹层结构，材料为钛合金，在大冲击振动条件下，钛合金蜂窝板有显著的抗冲击性能，耐热振，结构强度高，加工性好，成本比复合材料低。
表层1与中间层2采用耐高温金属粘接剂粘接，耐高温金属粘接剂可选硅酸铝盐-改性固化剂、无机纳米等；中间层2与内层3采用耐高温金属粘接剂或是紧固件连接，耐高温金属粘接剂包括硅酸铝盐-改性固化剂、无机纳米等，紧固件包括钛合金螺钉、铆钉等。
在隔热性能的优化中，为了尽可能的减少结构材料重量，应在保证满足内层3蜂窝面板工作温度限制的条件下，使得表层1和中间层2的厚度最小。
如图5所示，表层1厚度为X1，中间层2厚度为X2，内层3厚度为 X3，冷却流道4的高度为2/3X2，即冷却流道4方形截面的边长为2/3X2。由试验得知当冷却流道4为2/3X2时对表层1传递到中间层2的热量的吸收效率最高。
调整X1，X2的大小，使得内层3上表面温度尽可能的接近内层3蜂窝面板的使用温度200℃，即473K。需要注意的是中间层2厚度X2的变化会同时导致冷却流道面积的变化，从而影响其吸热能力。内层3上表面为与中间层2接触的面。
当表层1与大气层接触的面的温度载荷为1500℃，即1773K时，X1、 X2与内层3上表面平均温度关系见表3。
由表3可知当X1为20mm，X2为8mm时，内层3上表面平均温度为324.94K，满足内层3使用温度。
为了使本发明热防护结构既能满足内层3的工作温度，又能减少热防护结构重量，表层1和中间层2厚度尽可能的减小。
表3表层1与中间层2厚度对内层3上表面温度的影响
序号 X1(mm) X2(mm) 内层3上表面平均温度(K)
1 20 8 324.94
2 16.0948 3.98143 473.095
3 22.8592 3.03128 473.205
4 15.8113 4.02835 473.444
5 18.2063 3.63343 473.969
通过上述实施例可以得出，当表层1与大气层接触的面的温度载荷为1773K，冷却剂流速为4m/s时，表层1厚度X1为15.8～22.9mm，中间层厚度X2为3～4mm，X1+X2在19.8～25.9mm时，内层3上表面平均温度为473～474K左右，符合内层3工作温度的同时满足表层1和中间层2厚度尽可能的减小，减少结构重量的要求。
由于设有冷却流道4，中间层2的温度梯度变化最大，表层1较中间层2小，内层3温度变化小。本发明的热防护结构可多次重复使用，结构简单，便于加工，防热效率高，节约成本。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种对流冷却主动热防护结构，其特征在于，包括表层、中间层和内层；表层为高温合金面板蜂窝夹层结构，中间层为以钛合金为基板的对流冷却面板；内层为高温合金面板蜂窝夹层结构，材料为钛合金；所述中间层靠近表层的部分设有冷却流道，冷却液在冷却流道中循环，吸收表层传递出来的热量，为主动热防护，所述内层与航天器机体主结构相接触，为主承力结构；
所述表层与中间层采用耐高温金属粘接剂粘接；
所述冷却流道为S形流道，所述S形流道为多个且为单S形流道并联设置；
S形流道的拐弯直径为方形截面边长的1-2倍；S形流道的并联间隔为方形截面边长的1-2倍；
所述冷却流道的高度为所述中间层厚度的2/3；
冷却剂流速为2～6m/s；所述S形流道沿圆弧拐弯；
液态燃料作为冷却剂，通过热交换对中间层进行冷却，冷却流道与燃料箱相连，构成热交换回路；冷却剂从冷却流道中吸收的热量通过热交换器对预热燃料箱中的燃料进行预热，预热的燃料继续加热给飞行器提供动力，冷却的燃料送回冷却流道；在对流冷却过程中降低表层温度的同时对燃料完成预热。
2.根据权利要求1所述的对流冷却主动热防护结构，其特征在于，所述表层厚度为15.8～22.9mm。
3.根据权利要求1所述的对流冷却主动热防护结构，其特征在于，所述表层材料为镍铬钴钼合金，所述内层材料为钛合金。
4.根据权利要求1所述的对流冷却主动热防护结构，其特征在于，所述中间层厚度为3～4mm。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023241790A1 (en) * 2022-06-15 2023-12-21 Destinus Sa Heat exchangers for airframes

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110697088B (zh) * 2019-10-15 2020-05-19 中国科学院云南天文台 一种航天器热盾迎日面的热控涂层
CN116750214B (zh) * 2023-08-18 2024-04-16 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种超高温环境用柔性防热蒙皮

Family Cites Families (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3096312B2 (ja) * 1991-02-25 2000-10-10 石川島播磨重工業株式会社 冷却構造体の製造方法
US5299762A (en) * 1991-10-15 1994-04-05 Grumman Aerospace Corporation Injection-cooled hypersonic leading edge construction and method
CN102145747A (zh) * 2011-03-22 2011-08-10 北京航空航天大学 一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构
CN102152848A (zh) * 2011-03-22 2011-08-17 北京航空航天大学 一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023241790A1 (en) * 2022-06-15 2023-12-21 Destinus Sa Heat exchangers for airframes

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