CN111470029B - 一种高速飞行器的热防护结构 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种高速飞行器的热防护结构，所述热防护结构包括：依次设置的隔热涂层、合金层、均温层和微肋结构层；所述微肋结构层包括钛合金板以及设置在所述钛合金板上表面的若干个弦向相同的翼形微肋；所述翼形微肋设置在所述均温层和所述钛合金板之间。通过本发明的上述结构，能够大幅降低热防护结构的重量。

Description

一种高速飞行器的热防护结构
技术领域
本发明涉及热防护结构技术领域，特别是涉及一种高速飞行器的热防护结构。
背景技术
高速飞行器在飞行过程中机身表面会承受巨大的气动加热热流。传统的被动热防护方式的热防护层厚度较大，导致飞行器的结构重量大大增加，不利于飞行器的长时间飞行，而单纯采用主动热防护技术，比如冷却水或燃料的单相对流冷却，虽然能够实现热防护表面的有效冷却，但是会使得热防护表面的温度控制水平过低，进而导致辐射散热量降低，而传入机体内部热流大大增加，需要飞行器携带更多的冷却水或燃油作为热沉，如此同样会显著增加飞行器自身的重量。
发明内容
本发明的目的是提供一种高速飞行器的热防护结构，能够大幅降低热防护结构的重量。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种高速飞行器的热防护结构，所述热防护结构包括：依次设置的隔热涂层、合金层、均温层和微肋结构层；
所述微肋结构层包括钛合金板以及设置在所述钛合金板上表面的若干个弦向相同的翼形微肋；所述翼形微肋设置在所述均温层和所述钛合金板之间。
可选的，所述均温层的厚度为
Figure BDA0002481948710000011
其中，δ为均温层的厚度，λ为均温层的导热系，λ1为隔热涂层的导热系数，λ2为合金层的导热系数，Tw,o为隔热涂层表面温度，Tf为冷却流体温度，q为表面净热流，δ1为隔热涂层的厚度，δ2为合金层的厚度，h为冷却流体对均温层壁面的对流换热系数。
可选的，所述翼形微肋的厚度为1～3mm。
可选的，所述翼形微肋的弦长为2～10mm。
可选的，所述若干个弦向相同的翼形微肋均匀间隔设置在所述钛合金板上表面。
可选的，所述隔热涂层的材料包括纳米陶瓷空心微珠。
可选的，所述隔热涂层的厚度为0.1mm～2mm。
可选的，所述合金层的材料为钛合金。
可选的，所述合金层的厚度为0.5mm～2mm。
可选的，所述均温层的材料为石英纤维复合材料。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明提供一种高速飞行器的热防护结构，所述热防护结构包括：依次设置的隔热涂层、合金层、均温层和微肋结构层；所述微肋结构层包括钛合金板以及设置在所述钛合金板上表面的若干个弦向相同的翼形微肋；所述翼形微肋设置在所述均温层和所述钛合金板之间。通过本发明的上述结构，能够大幅降低热防护结构的重量。
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，下面描述中的附图仅仅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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例所提供的一种高速飞行器的热防护结构的结构示意图；
图2为本发明实施例所提供的翼形微肋与钛合金板的一体结构示意图；
图3为本发明实施例所提供的翼形微肋结构内部流体流动示意图；
图4为本发明实施例所提供的弧形热防护结构图；
符号说明：1、隔热涂层，2、合金层，3、均温层，4、翼形微肋，5、钛合金板。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅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做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。
本发明的目的是提供一种高速飞行器的热防护结构，能够大幅降低热防护结构的重量。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1为本发明实施例所提供的一种高速飞行器的热防护结构的结构示意图，如图1所示，本发明所述热防护结构包括：依次设置的隔热涂层1、合金层2、均温层3和微肋结构层。
所述微肋结构层包括钛合金板5以及设置在所述钛合金板上表面的若干个弦向相同的翼形微肋4，所述翼形微肋4设置在所述均温层3和所述钛合金板5之间。
具体的，加工时隔热涂层1直接均匀喷涂在合金层2的上表面，合金层2的下表面与均温层3的上表面采用高温胶粘接，均温层3的下表面与微肋结构层表面采用高温胶粘接。
作为一种可选的实施方式，本发明所述均温层的材料为石英纤维复合材料，材料导热系数为0.2W/(m·K)。为实现大面积结构表面的温度均匀性目标，该层厚度可以根据表面的热流密度大小和分布、合金层的长期使用温度和冷却流体的对流换热强度进行设计计算，具体计算公式如下：
Figure BDA0002481948710000031
其中，δ为均温层的厚度，单位m，λ为均温层的导热系，单位W/(m·K)，λ1为隔热涂层的导热系数，单位W/(m·K)，λ2为合金层的导热系数，单位W/(m·K)，Tw,o为隔热涂层表面温度，单位K，Tf为冷却流体温度，单位K，q为表面净热流，单位W/m2，δ1为隔热涂层的厚度，单位m，δ2为合金层的厚度，单位m，h为冷却流体对均温层壁面的对流换热系数，单位W/(m2·K)。
均温层也是隔热层，均温层的设置避免了冷却流体与蒙皮合金层直接接触，使得蒙皮合金层的温度升高，充分利用了蒙皮钛合金材料的热沉，减小了导入热流。此外，通过均温层的厚度能够实现对热防护结构表面温度的调控，使得表面温度分布更为均匀，大幅降低热应力引起的结构变形。
作为一种可选的实施方式，本发明所述翼形微肋的厚度为1～3mm，所述翼形微肋的弦长为2～10mm，所述若干个弦向相同的翼形微肋均匀间隔设置在所述钛合金板上表面。
具体的，底层钛合金板表面上的翼形微肋采用化学刻蚀的方法加工，刻蚀出的翼形微肋与钛合金板是一体结构，如图2所示。
所述若干个弦向相同的翼形微肋均匀间隔设置在所述钛合金板上表面，如图3所示，翼形微肋结构为对称翼形，采用点阵交错布置形式，所述翼形微肋结构的排布形式为翼形前缘为来流迎风面，并且沿流体流动方向交错排布，冷却流体在微肋结构间隙间流动换热。相比微小通道和微通道结构，采用这种结构进行点阵交错布置不仅能够增强冷却流体的换热强度，而且能够显著降低流动的压力损失。更重要的方面是翼形微肋结构的点阵交错布置同时增强了流体流动区域的横向和纵向扰动程度，可以使所调控的大面积热防护区域控温均匀。
作为一种可选的实施方式，本发明所述隔热涂层的材料包括纳米陶瓷空心微珠，所述隔热涂层的厚度为0.1mm～2mm。
具体的，隔热涂层的耐热温度高于1300℃，充分利用材料的热沉和耐热温度，提高热防护结构的表面温度，能够显著降低热流的导入量。
作为一种可选的实施方式，本发明所述合金层的材料为钛合金，所述合金层的厚度为0.5mm～2mm。
具体的，所述合金层的长期使用温度为450℃～500℃，将该层材料的耐热温度范围作为其它结构层参数的设计依据，提高隔热层的表面温度，最大限度的降低导入到热防护结构内部的热流。
本发明所述热防护结构可以做成多种热防护系统样式，比如平板结构表面、弧形结构表面等，如图4所示，弧形结构表面的热防护。所述热防护结构内部的翼形微肋结构可以通过增设隔板形成复杂的折流流道结构形式，如图3所示。
现有技术中单纯采用被动热防护技术或主动热防护技术均很难保证大面积热防护表面的温度均匀性，而由于表面温度不均引起的热应力会导致结构材料的形变，恶化飞行器气动性能，严重威胁飞行器的安全飞行，单纯采用一种热防护技术不能够满足高速飞行器轻量化、宽速域使用的需求。因此，本发明中采用的均温层解决了上述问题，实现大面积结构表面的温度均匀性目标。
本发明提供了一种高速飞行器的热防护结构，该结构包括隔热涂层、合金层、均温层和微肋结构层。所述隔热涂层的主要材料为纳米陶瓷空心微珠，涂层厚度0.1mm～2mm；所述合金层材料为钛合金，该层是飞行器本体表面的承载结构；所述均温层材料为石英纤维复合材料，材料导热系数为0.2W/(m·K)，该层厚度根据表面的热流密度大小和分布及合金层的设计承温水平进行调节；所述微肋结构层材料为钛合金，表面交错排布翼形微肋结构，冷却流体在微肋结构间隙间流动换热。翼形微肋结构不仅大大降低了流动阻力，强化了冷却流体与表面之间的对流换热，而且增强了冷却流体流动截面上的扰动程度，促使结构的横向温度分布更为均匀，能够有效避免热应力引起的结构变形，翼形微肋结构可在钛合金板表面采用化学刻蚀的方法加工，翼形微肋结构与均温层之间压紧并采用高温胶粘接。该结构热防护性能好，轻薄紧凑，易加工，满足热防护结构的均温性要求，可用作高速飞行器机身大面积的蒙皮结构，对于发展轻量化、宽速域使用的高速飞行器具有重要意义。
本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (9)

1.一种高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述热防护结构包括：依次设置的隔热涂层、合金层、均温层和微肋结构层；
所述微肋结构层包括钛合金板以及设置在所述钛合金板上表面的若干个弦向相同的翼形微肋；所述翼形微肋设置在所述均温层和所述钛合金板之间；
所述若干个弦向相同的翼形微肋均匀间隔设置在所述钛合金板上表面；所述翼形微肋结构为对称翼形，沿流体流动方向采用点阵交错布置形式，所述翼形微肋结构的排布形式用于增强冷却流体的换热强度，降低流动的压力损失；所述翼形微肋结构的排布形式还用于增强流体流动区域的横向和纵向扰动，使所调控的热防护区域控温均匀；
通过调节均温层厚度对热防护区域表面温度进行调控，使表面温度均匀。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述均温层的厚度为
Figure FDA0003054231160000011
其中，δ为均温层的厚度，λ为均温层的导热系，λ1为隔热涂层的导热系数，λ2为合金层的导热系数，Tw,o为隔热涂层表面温度，Tf为冷却流体温度，q为表面净热流，δ1为隔热涂层的厚度，δ2为合金层的厚度，h为冷却流体对均温层壁面的对流换热系数。
3.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述翼形微肋的厚度为1～3mm。
4.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述翼形微肋的弦长为2～10mm。
5.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述隔热涂层的材料包括纳米陶瓷空心微珠。
6.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述隔热涂层的厚度为0.1mm～2mm。
7.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述合金层的材料为钛合金。
8.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述合金层的厚度为0.5mm～2mm。
9.根据权利要求1所述的高速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述均温层的材料为石英纤维复合材料。
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