CN110654526A - 一种高温高热部位均温化方法及均温化结构 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及一种高温高热部位均温化方法，属于飞机结构设计领域，所述方法包括：根据高温高热部位的表面温度场分布及均温化需求，确定均温化结构的热疏导方向以及导热量和散热量，其中，所述均温化结构自外至内依次至少包括防热层、疏导层和隔热层；根据所述均温化结构的热疏导方向、导热量和散热量确定所述均温化结构中防热层、疏导层和隔热层的材料，其中，所述防热层采用抗氧化发射涂料，所述疏导层采用高导热复合材料，所述隔热层选用低导热隔热材料。本申请的高温高热部位均温化方法可以有效降低高温高热部位的温度梯度，削弱其应力水平，减轻结构重量。
Description
技术领域
本申请属于飞机功能结构及热结构/热防护设计领域，特别涉及一种高温高热部位均温化方法及均温化结构。
背景技术
飞机为提高升阻比，机头锥、机翼前缘等结构需要采用更加尖锐轻薄的气动外形，长时飞行将承受复杂力与热的耦合环境，会引起局部结构超温和飞行器表面大温度梯度，产生较大结构热应力。
现有热结构或热防护设计多通过被动热防护，或者主动冷却系统快速降低高热结温度，但上述结构在高温环境中长时间工作可靠性低，且体积重量代价大，无法实现高温高热部位整体均温及轻质化。
发明内容
本申请的目的是提供了一种高温高热部位均温化方法及均温化结构，以解决或减轻背景技术中的至少一个问题。
在一发明，本申请提供的技术方案是：一种高温高热部位均温化方法，所述方法包括：
根据高温高热部位的表面温度场分布及均温化需求，确定均温化结构的热疏导方向以及导热量和散热量，其中，所述均温化结构自外至内依次至少包括防热层、疏导层和隔热层；
根据所述均温化结构的热疏导方向、导热量和散热量确定所述均温化结构中防热层、疏导层和隔热层的材料，其中，所述防热层采用抗氧化发射涂料，所述疏导层采用高导热复合材料，所述隔热层选用低导热隔热材料。
在本申请的方法一实施方式中，通过调节所述疏导层的工艺参数能够调节所述均温化结构的热疏导方向、导热量和散热量，其中，所述疏导层的工艺参数包括纤维编织取向、编织角度、复材铺层方式和复合材料厚度。
在本申请的方法一实施方式中，所述均温化结构的防热层、疏导层和隔热层的总厚度不大于高温高热功能结构的几何形状尺寸限制。
在本申请的方法一实施方式中，所述均温化结构中相邻两层结构之间通过耐高温胶接方式连接。
在本申请的方法一实施方式中，所述防热层与所述疏导层之间的界面光滑处理以降低接触热阻。
在本申请的方法一实施方式中，所述疏导层与所述隔热层之间的界面粗糙处理以增大接触热阻。
在另一方面，本申请提供的技术方案是：一种均温化结构，所述均温化结构包括：
防热层，所述防热层由抗氧化发射材料构成，其设置于高温高热部位的外部，用于抗氧化和防止辐射散热；
隔热层，所述隔热层由低导热材料构成，其设置于高温高热部位的内部，用于阻止热量向内部传递；以及
疏导层，所述疏导层由高导热复合材料构成，其设置于所述防热层和隔热层之间，通过调节疏导层的工艺参数能够调节所述均温化结构的热疏导方向以及导热量和散热量。
在本申请的均温化结构一实施方式中，所述疏导层的工艺参数包括纤维编织取向、编织角度、复材铺层方式和复合材料厚度。
在本申请的均温化结构一实施方式中，所述均温化结构中相邻两层结构之间通过耐高温胶接方式连接。
在本申请的均温化结构一实施方式中，所述防热层与所述疏导层之间的界面光滑处理以降低接触热阻；所述疏导层与所述隔热层之间的界面粗糙处理以增大接触热阻。
本申请的高温高热部位均温化方法及均温化结构能够满足飞机高温高热部位/结构的防热、承载、维型和轻质化要求，特别适用于飞机上存在较大温度梯度的结构部位，是结构整体热防护设计的一次突破，应用本申请的均温化结构及方法可以有效降低高温高热部位的温度梯度，削弱其应力水平，减轻结构重量。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的高温高热部位均温化方法示意图。
图2为本申请一实施例中采用的疏导模型示意图。
图3为本申请一实施例中采用的非疏导模型示意图。
图4为本申请一实施例中机翼表面典型位置选取示意图。
图5为本申请一实施例的温度分布曲线。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
为了解决现有技术的飞机结构中高温高热部位所采用的热防护方法，或是体积重量代价大，或是无法降低部位/结构的温度梯度，而实现部位/结构整体均温及轻质化的要求。本申请提出了一种高温高热部位均温化方法及均温化结构，本申请通过在结构内利用高导热复合材料构建用于热疏导路径的均温化结构，通过均温化结构的参数优化控制实现热量按需传导，进而完成飞机局部高温高热部位的均温化。
如图1所示，本申请的高温高热部位均温化方法主要包括如下步骤：
步骤S11、针对飞机典型飞行热环境下的表面温度场分布特征，并结合材料耐温能力，确定飞机局部大温度梯度结构的均温化需求，并进一步确定均温化结构的热疏导方向及导热、散热量，其中，均温化结构(以下或称热疏导结构，或热疏导模型)主要包括防热层、疏导层和隔热层构型。
步骤S12：根据上述过程的温度分布和均温化结构的热疏导方向及导热、散热量完成各层材料选型，其中，防热层主要用于抗氧化和辐射散热，其选用抗氧化高发射涂层；疏导层选用高导热复合材料，利用其导热性能的可设计性，按照热疏导方向及导热需求，通过调节高导热纤维编织取向、编织角度、复材铺层方式和复合材料厚度等参数，并考虑复合材料工艺性，完成疏导层的定向导热设计，实现热量按需传递；隔热层选用热导率极低隔热材料，用于阻止热量向结构内部传递。
例如在本申请的一实施例中，飞机机翼典型飞行热环境下的表面温度由前缘1100K向后逐渐下降，距前缘100mm处温度降至840K，热疏导方向的需求为由前缘至后的机翼弦向。针对机翼热环境和结构外型，开展疏导模型结构设计，疏导模型为防热层1、疏导层2和隔热层3三层结构，结构内部为承力骨架。
防热层1主要起到抗氧化和辐射散热功能，选用抗氧化高发射涂层；疏导层2选用高导热C/C复合材料，通过复合材料参数调整设计高导热材料的定向热导率，沿X向热导率700W/m·K，沿Z向热导率60W/m·K，同时兼顾不同层结构材料间的热膨胀与热匹配设计；隔热层3选用热导率较低的SiO2气凝胶材料。
另外，本申请在热疏导结构的设计过程中，热疏导结构需要保持在几何外形及尺寸的约束下，通过合理设计各层材料的工艺性，并通过传热与传力分析完成热疏导各层结构参数优化，可实现热疏导结构的重量评估。
例如在一实施例中，机翼前缘厚度在3mm以内，整体结构厚度不超过20mm，在考虑热疏导结构各层材料的工艺性，并通过传热与传力分析完成热疏导结构各层结构参数优化后，防热层1选用0.2mm厚抗氧化高发射涂层，疏导层2选用3mm厚高导热C/C复合材料，隔热层3选用1mm厚的SiO2气凝胶材料。整体结构的厚度未超过几何尺寸限制。
在本申请的一些实施例中，热疏导结构的各层之间通过耐高温胶接方式连接；防热层1与疏导层2之间的界面光滑处理以降低接触热阻；疏导层2与隔热层3之间的表面处理成较大粗糙度以增大接触热阻；隔热层3内部按传力方向布置承力骨架结构，最终完成整体热疏导结构设计。
表1为采用本申请的两组热疏导模型和一组组非热疏导模型的选材及尺寸参数情况，模拟典型飞行工况气动加热历程，对比热疏导模型和非热疏导模型在机翼表面典型部位的温度变化过程，分别选取前缘部位、中部和后部对比分析不同结构方案的防热效果，选取位置及结构参见图2至图4所示。
表1不同模型选材及尺寸参数
三种模型加热后，表面温度沿前缘向后部的分布情况如图5曲线所示，热疏导模型2相对于热疏导模型1较快的进入辐射平衡状态且前后温度梯度更低，这与热疏导模型2的疏导层厚度较大有关。距前缘400mm范围内，非热疏导模型结构前后温差达到400℃，而热疏导模型2可以将温差拉低到200℃以内，温度梯度下降超过40％，热疏导模型较非疏导模型有明显的均温效果，前后端温度梯度降低明显，大幅度提高了结构表面散热效率，综合热防护性能有了较大幅度的提高。
如表2所示，对三组模型进行结构重量评估，由于热疏导模型2选用全高导热C/C复合材料作为结构主体，相对金属与复材组合结构和非疏导的纯金属结构，其具有更轻的结构重量。通过计算可知，由高导热复合材构建的热疏导结构具有最好的均温化效果和最轻的结构重量，可以有效解决高温高热功能结构热防护结构设计难题。
表2结构重量评估
本申请的高温高热部位均温化方法及均温化结构能够满足飞机高温高热部位/结构的防热、承载、维型和轻质化要求，特别适用于飞机上存在较大温度梯度的结构部位，是结构整体热防护设计的一次突破，应用本申请的均温化结构及方法可以有效降低高温高热部位的温度梯度，削弱其应力水平，减轻结构重量。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (10)
1.一种高温高热部位均温化方法，其特征在于，所述方法包括
根据高温高热部位的表面温度场分布及均温化需求，确定均温化结构的热疏导方向以及导热量和散热量，其中，所述均温化结构自外至内依次至少包括防热层、疏导层和隔热层；
根据所述均温化结构的热疏导方向、导热量和散热量确定所述均温化结构中防热层、疏导层和隔热层的材料，其中，所述防热层采用抗氧化发射涂料，所述疏导层采用高导热复合材料，所述隔热层选用低导热隔热材料。
2.如权利要求1所述的高温高热功能结构均温化方法，其特征在于，通过调节所述疏导层的工艺参数能够调节所述均温化结构的热疏导方向、导热量和散热量，其中，所述疏导层的工艺参数包括纤维编织取向、编织角度、复材铺层方式和复合材料厚度。
3.如权利要求1或2所述的高温高热功能结构均温化方法，其特征在于，所述均温化结构的防热层、疏导层和隔热层的总厚度不大于高温高热功能结构的几何形状尺寸限制。
4.如权利要求1所述的高温高热部位均温化方法，其特征在于，所述均温化结构中相邻两层结构之间通过耐高温胶接方式连接。
5.如权利要求1所述的飞机高温高热功能结构均温化方法，其特征在于，所述防热层与所述疏导层之间的界面光滑处理以降低接触热阻。
6.如权利要求5所述的飞机高温高热功能结构均温化方法，其特征在于，所述疏导层与所述隔热层之间的界面粗糙处理以增大接触热阻。
7.一种均温化结构，其特征在于，所述均温化结构包括
防热层，所述防热层由抗氧化发射材料构成，其设置于高温高热部位的外部，用于抗氧化和防止辐射散热；
隔热层，所述隔热层由低导热材料构成，其设置于高温高热部位的内部，用于阻止热量向内部传递；以及
疏导层，所述疏导层由高导热复合材料构成，其设置于所述防热层和隔热层之间，通过调节疏导层的工艺参数能够调节所述均温化结构的热疏导方向以及导热量和散热量。
8.如权利要求7所述的均温化结构，其特征在于，所述疏导层的工艺参数包括纤维编织取向、编织角度、复材铺层方式和复合材料厚度。
9.如权利要求7所述的均温化结构，其特征在于，所述均温化结构中相邻两层结构之间通过耐高温胶接方式连接。
10.如权利要求7所述的均温化结构，其特征在于，所述防热层与所述疏导层之间的界面光滑处理以降低接触热阻；所述疏导层与所述隔热层之间的界面粗糙处理以增大接触热阻。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20200107 |