CN113830282B - 一种长航时高超声速飞行器的热防护结构 - Google Patents

一种长航时高超声速飞行器的热防护结构 Download PDF

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Abstract

本申请涉及飞行器技术领域，特别涉及一种长航时高超声速飞行器的热防护结构。本申请提供的热防护结构包括：防热层，所述防热层包括第一蒙皮和第一支撑骨架，所述第一支撑骨架固定连接在第一蒙皮的内部，所述第一蒙皮和第一支撑骨架的材料为纤维复合材料；隔热层，所述隔热层设置在第一支撑骨架的内部，所述隔热层的材料为气凝胶或石英棉；反射层，所述反射层设置在隔热层和第一支撑骨架之间，所述反射层的材料为镍、银、钛或石英纤维；金属层，所述金属层连接在防热层的下方，其包括第二蒙皮和第二支撑骨架，所述第二支撑骨架固定连接在第二蒙皮的内部，所述第二蒙皮和第二支撑骨架的材料为合金材料。

Description

一种长航时高超声速飞行器的热防护结构
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域，特别涉及一种长航时高超声速飞行器的热防护结构。
背景技术
高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞行器，具有高速机动性、快速打击能力、远距离精确打击等优势，然而这类飞行器的飞行速度高，在大气层内飞行过程中，与大气摩擦产生气动加热会使飞行器外表面温度升高，导致飞行器结构的强度和刚度下降。对于飞行时间为30分钟-90分钟的长航时高超声速飞行器，其外表面长时间处于高温环境下，热流量大，对热防护要求非常高。
目前采用的热防护技术主要有三种：被动冷却热防护技术、半被动热防护技术和主动冷却热防护技术。对于长航时高超声速飞行器而言，被动冷却方式的防隔热层较厚，热防护结构质量大；半被动热的烧蚀防热容易改变飞行器的外形结构，长时间飞行过程中飞行器外形不可控；主动冷却主要是采用冷却介质(水和燃油)进行对流冷却，这种冷却方式虽然能很好的实现飞行器外表面的有效冷却，但是需要额外携带水和燃油作为热沉来减小飞行器内部的热流，同样导致飞行器的质量增加。
基于以上分析，提供一种防隔热效率高、质量轻的热防护结构十分必要。
发明内容
本申请实施例提供一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，该热防护结构防隔热效率高、质量轻。
本申请提供了一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，包括：
防热层，所述防热层包括第一蒙皮和第一支撑骨架，所述第一支撑骨架固定连接在第一蒙皮的内部，所述第一蒙皮和第一支撑骨架的材料为纤维复合材料；
隔热层，所述隔热层设置在第一支撑骨架的内部，所述隔热层的材料为气凝胶或石英棉；
反射层，所述反射层设置在隔热层和第一支撑骨架之间，所述反射层的材料为镍、银、钛或石英纤维；
金属层，所述金属层连接在防热层的下方，其包括第二蒙皮和第二支撑骨架，所述第二支撑骨架固定连接在第二蒙皮的内部，所述第二蒙皮和第二支撑骨架的材料为合金材料。
一些实施例中，所述第一蒙皮的厚度为6mm-30mm，所述第一支撑骨架的厚度为13mm-50mm。
一些实施例中，所述第一蒙皮的侧面设置多个通孔，所述通孔的直径为0.5mm-3mm，多个通孔在第一蒙皮的侧面呈“S”型排列。
一些实施例中，所述纤维复合材料为碳纤维复合材料或石英纤维复合材料。
一些实施例中，所述隔热层的厚度为6mm-44mm。
一些实施例中，所述反射层的厚度为0.2mm-2mm。
一些实施例中，所述第二蒙皮的厚度为1mm-5mm。
一些实施例中，所述合金材料为钛合金、铝合金或合金钢。
一些实施例中，所述第二支撑骨架的内部设置流道和与流道连通的冷却管道，流道与冷却管道呈“米”字型排列。
一些实施例中，所述流道和冷却管道内的介质为水或燃油。
一些实施例中，所述流道和冷却管道的内径为1mm-6mm。
本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：本申请提供的热防护结构采用纤维复合材料制作防热层，同时在防热层内设置隔热层和反射层，采用合金材料制作金属层，整体质量轻，承载结构强，比强度和比刚度大，具有较高的防隔热效率，适用于长航时高超声速飞行器。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述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申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本申请实施例1提供的长航时高超声速飞行器的热防护结构的示意图；
图2为本申请实施例1提供的防热层侧边通孔的排布结构示意图；
图3为本申请实施例1提供的隔热层的结构示意图；
图4为本申请实施例1提供的流道和冷却管道的结构示意图。
图中：1、防热层；11、第一蒙皮；111、通孔；12、第一支撑骨架；2、隔热层；3、反射层；4、金属层；41、第二蒙皮；42、第二支撑骨架；421、流道；422、冷却管道。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。
实施例1：
本申请实施例1提供了一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，该热防护结构防隔热效率高、质量轻。
图1是本申请实施例1提供的热防护结构的示意图，参考图1，该热防护结构包括:防热层1、隔热层2、反射层3和金属层4。
参考图1和图2，防热层1包括第一蒙皮11和第一支撑骨架12，第一支撑骨架12通过粘结剂粘接在第一蒙皮11的内部，第一蒙皮11的侧面开设多个直径为2mm的通孔111，多个通孔111呈“S”型排列，第一蒙皮11的厚度为8mm，第一支撑骨架12的厚度为20mm，第一蒙皮11和第一支撑骨架12的材料为石英纤维增强酚醛树脂复合材料，石英纤维增强酚醛树脂复合材料具有防热、承载、抗烧蚀和抗冲刷的功能，同时还具备一定的隔热性能。
参考图3，隔热层2设置在第一支撑骨架12的内部，隔热层2的厚度为11mm，隔热层2的材料为石英棉，石英棉呈蜂窝状排布在第一支撑骨架12内，质量轻、比强度高，不仅具有优异的隔热性能，还有一定的承载功能。
反射层3设置在隔热层2和第一支撑骨架12之间，反射层3的厚度为1mm，反射层3为柔性石英纤维布，柔性石英纤维布缝合在第一支撑骨架12上，反射层3不仅能够反射防热层1的辐射热，还具备一定的承载能力。
参考图4，金属层4包括第二蒙皮41和第二支撑骨架42，第二蒙皮41通过粘结剂粘接在第一蒙皮11的下方，第二支撑骨架42通过粘结剂粘接在第二蒙皮41的内部，第二蒙皮41的厚度为3mm，第二蒙皮41和第二支撑骨架42的材料为钛合金，第二支撑骨架42的内部设置流道421和与流道421连通的冷却管道422，冷却管道422和第二蒙皮41贴合，冷却管道422和流道421形成“米”字型结构，冷却管道422和流道421的内径均为3mm，内部注入燃油作为冷却介质。冷却管道422和流道421构成的“米”字型结构不仅能提高第二蒙皮41的强度和刚度，还能大幅度提高燃油与第二蒙皮41表面的热交换面积，减小局部热量，进而提高热防护效率，选择燃油为冷却介质不仅能达到冷却效果，还能循环利用给飞行器提供燃料。
实施例2：
本申请实施例2供了一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，该热防护结构防隔热效率高、质量轻。
实施例2提供的热防护结构的示意图同实施例1，参考图1-图4，本申请实施例2提供的热防护结构包括:防热层1、隔热层2、反射层3和金属层4。
防热层1包括第一蒙皮11和第一支撑骨架12，第一支撑骨架12通过螺钉固定连接在第一蒙皮11的内部，第一蒙皮11的侧面开设多个直径为1.5mm的通孔111，多个通孔111呈“S”型排列，第一蒙皮11的厚度为10mm，第一支撑骨架12的厚度为18mm，第一蒙皮11和第一支撑骨架12的材料为碳纤维复合材料。
隔热层2设置在第一支撑骨架12的内部，隔热层2的厚度为10mm，隔热层2的材料为石英棉，石英棉呈蜂窝状排布在第一支撑骨架12内，质量轻、比强度高，不仅具有优异的隔热性能，还有一定的承载功能。
反射层3设置在隔热层2和第一支撑骨架12之间，反射层3的厚度为0.5mm，反射层3为镍片，镍片粘接在第一支撑骨架12上，反射层3不仅能够反射防热层1的辐射热，还具备一定的承载能力。
金属层4包括第二蒙皮41和第二支撑骨架42，第二蒙皮41通过粘结剂粘接在第一蒙皮11的下方，第二支撑骨架42通过螺钉固定连接在第二蒙皮41的内部，第二蒙皮41的厚度为2mm，第二蒙皮41和第二支撑骨架42的材料为铝合金，第二支撑骨架42的内部设置流道421和与流道421连通的冷却管道422，冷却管道422和第二蒙皮41贴合，冷却管道422和流道421形成“米”字型结构，冷却管道422和流道421的内径均为4mm，内部注入燃油作为冷却介质。冷却管道422和流道421构成的“米”字型结构不仅能提高第二蒙皮41的强度和刚度，还能大幅度提高燃油与第二蒙皮41表面的热交换面积，减小局部热量，进而提高热防护效率，选择燃油为冷却介质不仅能达到冷却效果，还能循环利用给飞行器提供燃料。
实施例3：
本申请实施例3提供了一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，该热防护结构防隔热效率高、质量轻。
实施例3提供的热防护结构的示意图同实施例1，参考图1-图4，本申请实施例3提供的热防护结构包括:防热层1、隔热层2、反射层3和金属层4。
防热层1包括第一蒙皮11和第一支撑骨架12，第一支撑骨架12通过螺钉固定连接在第一蒙皮11的内部，第一蒙皮11的侧面开设多个直径为1.5mm的通孔111，多个通孔111呈“S”型排列，第一蒙皮11的厚度为7mm，第一支撑骨架12的厚度为15mm，第一蒙皮11和第一支撑骨架12的材料为石英纤维增强酚醛树脂复合材料，石英纤维增强酚醛树脂复合材料具有防热、承载、抗烧蚀和抗冲刷的功能，同时还具备一定的隔热性能。
隔热层2设置在第一支撑骨架12的内部，隔热层2的厚度为15mm，隔热层2的材料为气凝胶，气凝胶呈蜂窝状排布在第一支撑骨架12内，质量轻、比强度高，不仅具有优异的隔热性能，还有一定的承载功能。
反射层3设置在隔热层2和第一支撑骨架12之间，反射层3的厚度为1.5mm，反射层3为钛片，钛片粘接在第一支撑骨架12上，反射层3不仅能够反射防热层1的辐射热，还具备一定的承载能力。
金属层4包括第二蒙皮41和第二支撑骨架42，第二蒙皮41通过螺钉固定连接在第一蒙皮11的下方，第二支撑骨架42通过粘结剂固定连接在第二蒙皮41的内部，第二蒙皮41的厚度为4mm，第二蒙皮41和第二支撑骨架42的材料为钛合金，第二支撑骨架42的内部设置流道421和与流道421连通的冷却管道422，冷却管道422和第二蒙皮41贴合，冷却管道422和流道421形成“米”字型结构，冷却管道422和流道421的内径均为2mm，内部注入水作为冷却介质。冷却管道422和流道421构成的“米”字型结构不仅能提高第二蒙皮41的强度和刚度，还能大幅度提高水与第二蒙皮41表面的热交换面积，减小局部热量，进而提高热防护效率。
实施例4：
本申请实施例4提供了一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，该热防护结构防隔热效率高、质量轻。
实施例4提供的热防护结构的示意图同实施例1，参考图1-图4，本申请实施例4提供的热防护结构包括:防热层1、隔热层2、反射层3和金属层4。
防热层1包括第一蒙皮11和第一支撑骨架12，第一支撑骨架12通过粘结剂固定连接在第一蒙皮11的内部，第一蒙皮11的侧面开设多个直径为2.5mm的通孔111，多个通孔111呈“S”型排列，第一蒙皮11的厚度为18mm，第一支撑骨架12的厚度为25mm，第一蒙皮11和第一支撑骨架12的材料为碳纤维复合材料。
隔热层2设置在第一支撑骨架12的内部，隔热层2的厚度为20mm，隔热层2的材料为石英棉，石英棉呈蜂窝状排布在第一支撑骨架12内，质量轻、比强度高，不仅具有优异的隔热性能，还有一定的承载功能。
反射层3设置在隔热层2和第一支撑骨架12之间，反射层3的厚度为0.8mm，反射层3为柔性石英纤维布，柔性石英纤维布缝合在第一支撑骨架12上，反射层3不仅能够反射防热层1的辐射热，还具备一定的承载能力。
金属层4包括第二蒙皮41和第二支撑骨架42，第二蒙皮41通过粘结剂粘接在第一蒙皮11的下方，第二支撑骨架42通过螺钉固定连接在第二蒙皮41的内部，第二蒙皮41的厚度为2mm，第二蒙皮41和第二支撑骨架42的材料为合金钢，第二支撑骨架42的内部设置流道421和与流道421连通的冷却管道422，冷却管道422和第二蒙皮41贴合，冷却管道422和流道421形成“米”字型结构，冷却管道422和流道421的内径均为4mm，内部注入水作为冷却介质。冷却管道422和流道421构成的“米”字型结构不仅能提高第二蒙皮41的强度和刚度，还能大幅度提高水与第二蒙皮41表面的热交换面积，减小局部热量，进而提高热防护效率。
在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
需要说明的是，在本申请中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。
以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (9)

1.一种长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，包括：
防热层(1)，所述防热层(1)包括第一蒙皮(11)和第一支撑骨架(12)，所述第一支撑骨架(12)固定连接在第一蒙皮(11)的内部，所述第一蒙皮(11)和第一支撑骨架(12)的材料为纤维复合材料；
隔热层(2)，所述隔热层(2)设置在第一支撑骨架(12)的内部，所述隔热层(2)的材料为气凝胶或石英棉；
反射层(3)，所述反射层(3)设置在隔热层(2)和第一支撑骨架(12)之间，所述反射层(3)的材料为镍、银、钛或石英纤维；
金属层(4)，所述金属层(4)连接在防热层(1)的下方，其包括第二蒙皮(41)和第二支撑骨架(42)，所述第二支撑骨架(42)固定连接在第二蒙皮(41)的内部，所述第二蒙皮(41)和第二支撑骨架(42)的材料为合金材料；
所述第二支撑骨架(42)的内部设置流道(421)和与流道(421)连通的冷却管道(422)，所述流道(421)和所述冷却管道(422)形成″米″字型结构。
2.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述第一蒙皮(11)的厚度为6mm-30mm，所述第一支撑骨架(12)的厚度为13mm-50mm。
3.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述第一蒙皮(11)的侧面设置多个通孔(111)，所述通孔(111)的直径为0.5mm-3mm。
4.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述纤维复合材料为碳纤维复合材料或石英纤维复合材料。
5.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述隔热层(2)的厚度为6mm-44mm。
6.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述反射层(3)的厚度为0.2mm-2mm。
7.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述第二蒙皮(41)的厚度为1mm-5mm。
8.根据权利要求1所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述合金材料为钛合金、铝合金或合金钢。
9.根据权利要求8所述的长航时高超声速飞行器的热防护结构，其特征在于，所述流道(421)和冷却管道(422)内的介质为水或燃油。
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