CN114180026A - 一种疏导相变复合柔性热防护结构及其在可变形飞行器中的应用 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种疏导相变复合柔性热防护结构及其在可变形飞行器中的应用，柔性热防护结构由外侧至内侧依次为防热层、疏导层和相变层；其中，防热层由柔性防热材料基体及其表面的纤维增韧高发射率隔热涂层构成；疏导层由多层金属箔和/或多层导热石墨片叠加构成；相变层由若干个独立的相变封装单元组成，各相变封装单元均匀分布在疏导层内侧；该柔性热防护结构能够灵活适应飞行器外形变化、提高热流调控能力，具有防隔热、导热和吸热的综合防护效果，满足可变形飞行器热防护的应用要求，解决了飞行器表面温度分布不均匀、高温区域动态变化的问题。

Description

一种疏导相变复合柔性热防护结构及其在可变形飞行器中的 应用

技术领域

本发明涉及一种热防护结构，特别是涉及一种疏导相变柔性热防护结构，还涉及其在可变形飞行器中的应用，属于空天飞行器热防护技术领域。

背景技术

空天飞行器的飞行高度和速度变化范围大，传统的固定外形难以始终保持最佳的气动性能。可变形飞行器能够根据不同的工况和任务灵活改变气动构型，以适应更宽的速域和空域，达到全阶段性能优化。可变形飞行器在改变气动构型过程中，周围流场将随之发生改变，不同的构型导致激波位置和驻点区域发生移动。热防护结构不仅需要匹配可变的外形，还面临温度分布极不均匀、高温区域随构型改变而转移等复杂挑战。

因此，需要对热防护结构进行柔性化设计以适应飞行器外形的改变，在结构内部调控不同区域的热流流向使温度分布趋于均匀化，减小显著高温区域的范围，同时增强结构的温度控制能力以满足现有材料的性能要求。

疏导结构利用高导热材料的物理特性将高温区热流快速传导到大面积低温区，降低高热流区的表面温度，使整个疏导层趋于等温体，减轻材料与结构抵抗驻点超高温的负担，疏导结构适用于局部加热严重且温度分布不均匀的区域。相变材料在工作温度下发生相变，以潜热形式吸收热量，而自身温度基本保持不变。相变材料可以不受表面温度变化的影响，有效控制温度范围，维持承载结构和仪器载荷正常的工作状态，如果能够将疏导结构进行柔性设计并将相变材料经过柔性封装设计有利于改善可变形飞行器的热防护性能。

发明内容

针对现有技术中热防护结构变形能力差、难以应对非均匀热流等问题，使其难以满足可变形飞行器热防护的应用要求，本发明的第一个目的是在于提供了一种能够灵活适应飞行器外形变化、提高热流调控能力的柔性热防护结构，其具有防隔热、导热、吸热的综合防护效果，满足可变形飞行器热防护的应用要求。

本发明的第二个目的是在于提供了一种疏导相变柔性热防护结构的应用，将柔性热防护结构在用于可变形空天飞行器外表面热控时，固定于热流区域表面，柔性热防护结构可以在各个方向上进行变形，且由于其具有较高的柔性和热防护能力，能有效地保护内部结构的热安全。

为了实现上述技术目的，本发明提供了一种疏导相变复合柔性热防护结构，由外侧至内侧依次为防热层、疏导层和相变层；所述防热层由柔性防热材料基体及其表面的纤维增韧高发射率隔热涂层构成；所述疏导层由多层金属箔和/或多层导热石墨片叠加构成；所述相变层由若干个独立的相变封装单元组成，各相变封装单元均匀分布在疏导层内侧；所述相变封装单元包括封装壳体，所述封装壳体内部具有空腔，所述空腔内部设有导热骨架和填充有相变基体。

为解决空天飞行器温度分布不均匀、高温区域动态变化导致局部温度超过结构承受极限的问题，本发明设计的柔性热防护结构在用于可变形空天飞行器外表面热控时，固定于热流区域表面，柔性热防护结构可以在各个方向上进行变形，且由于其具有较高的柔性和热防护能力，能有效地保护内部结构的热安全。本发明设计的疏导相变复合柔性热防护结构，通过疏导式热传递方式，将高热流密度区的热量传输到机身大面积低温区，利用相变吸热、辐射散热的组合方式将热量吸收或释放。制定高效热传导方案和相变吸热方案的材料选择、结构方式以及各部件之间的连接组合形式，利用热传导方程理论解析和数值仿真模拟的方法，通过结构优化设计，最终获得完善高效的轻质柔性热防护结构。

本发明的柔性热防护结构的防热层是由柔性防热材料基体及纤维增韧高发射率隔热涂层构成，柔性防热材料基体采用了高耐热和低导热的隔热材料赋予了其耐高温性能，够耐1000～1200℃温度，同时采用了柔性支撑骨架，不但为可以为隔热材料提供良好的支撑承载，而且赋予防热层良好的机械性能，避免高温下内部出现收缩，而纤维增韧高发射率隔热涂层能够防止气体渗透，并且具有高柔韧性和高辐射率的性能。本发明的柔性热防护结构的疏导层采用层叠的高导热金属箔或导热石墨片作为疏导层具有更大范围、更高效的热流疏导能力，且适应飞行器改变气动构型的工作状态，适用于可变形空天飞行器热防护系统。疏导层通过多层高导热金属箔或导热石墨片的层叠构型，将高热流密度区的热流迅速转移到机身大面积低温区，使热流在整个飞行器表面均匀分布，降低驻点区温度。本发明的柔性热防护结构的相变层具有高导热率、高定形特点；为了更好地实现自主温度控制，提高相变材料的潜热利用效率，适应空天飞行器高速度高过载以及振动冲击的任务环境，满足可变形的性能要求，采用高导热率高定形相变材料作为相变层吸热体应用于柔性热防护结构中。在疏导层与机体之间设置相变层，将经过疏导层传导后的均匀热流迅速吸收，并利用导热骨架将热流传导到整个相变封装单元，利用相变吸热保证机身结构和内部载荷的温度控制在许用温度以下，且还可以充分利用导热骨架减弱相变后液态物质的流动性，避免高过载下影响结构安全。综上所述，本发明的柔性热防护结构通过利用各层材料的特点通过特殊的组合形式调控表面热流，可以阻止或延迟热量传入飞行器内部，通过在表面设置高发射率隔热涂层增强辐射散热，在疏导层利用层叠的金属箔或导热石墨片实现沿层间方向的快速传热，在相变层利用相变材料吸收过多热量，在防热层利用气凝胶、疏导层与机身连接处利用隔热粘结剂分层隔热，使最终到达飞行器的温度符合机身材料和内部载荷的要求范围。

作为一个优选的方案，所述柔性防热材料基体由隔热材料填充在柔性支撑骨架中构成。柔性支撑骨架不但为可以为隔热材料提供良好的支撑承载，而且赋予防热层良好的机械性能，避免高温下内部出现收缩。

作为一个优选的方案，所述隔热材料为Al₂O₃气凝胶或SiC气凝胶。优选的隔热材料具有高耐热、低热导等特点。

作为一个优选的方案，所述柔性支撑骨架为氧化铝纤维毡或莫来石纤维毡。优选的柔性支撑骨架材料在高温下仍然具有较好机械性能，赋予防热层良好的机械性能，避免高温下内部出现收缩。

作为一个优选的方案，所述防热层的厚度为5mm～10mm。本发明的防热层能够耐1000～1200℃温度。

作为一个优选的方案，所述纤维增韧高发射率隔热涂层为MoSi₂增强硅酸盐玻璃粉涂层。纤维增韧高发射率隔热涂层是以硼硅酸盐玻璃粉为基体，加入MoSi₂为辐射剂，经过高温烧结形成鳞片状表面涂层。优选的MoSi₂增强硅酸盐玻璃粉涂层为具有致密结构的鳞片状涂层，能够防止气体渗透，并且具有高柔韧性和高辐射率的性能。具体的制备方法参见(“MoSi₂-硼硅玻璃鳞片状高发射率耐高温涂层”，武劲宇等，稀有金属材料与工程，第49卷，第2期，2020年，2月)。

作为一个优选的方案，所述疏导层由10～20层金属箔和/或导热石墨片叠加构成，且各层之间由氧化铝纤维针刺复合，针刺密度为50mm～200mm/针。优选的金属箔可以为银箔、铜箔、铝箔或镍箔等等；所述金属箔单层的厚度优选为0.05mm～0.20mm，优选的叠加层数为10～20层。所述导热石墨片的单层厚度优选为0.025mm～0.10mm，优选的叠加层数为15～20层。所述金属箔或导热石墨片各层之间通过缝合线针刺固定，所述缝合线由氧化铝纤维制成，直径为1mm～2mm。本发明的疏导层通过采用高导热率的金属箔和/或导热石墨片通过叠加构成，通过叠层设置，可以沿层间方向(横向)实现快速传热，能使整个疏导层快速趋于等温体，避免局部过热，同时可以减慢向内部(纵向)的传热速度。金属箔层或导热石墨片层之间通过氧化铝纤维缝合线固定，既可以确保各层之间紧密连接，保证疏导层的变形能力，又可以作为热流通道调节疏导层整体的导热能力。

作为一个优选的方案，所述疏导层的厚度为0.5mm～5.0mm。

作为一个优选的方案，所述导热骨架为泡沫金属。优选为泡沫铜或泡沫铝。所述导热骨架的外形和封装壳体的空腔内部形状一致，且各方向尺寸略小于空腔内部尺寸。所述导热骨架放入封装壳体的空腔内，再将相变基体加热熔融后灌入空腔内、且充满封装壳体的整个空腔。采用泡沫金属作为相变材料的导热骨架，一方面为相变层提供较好机械支撑承载，另外一方面可以作为导热材料，可以加快热流在相变材料内部的传导，提高相变材料利用率。

作为一个优选的方案，所述相变基体为正十六烷、石蜡、聚乙二醇中至少一种。

作为一个优选的方案，所述封装壳体由金属箔构成，厚度为0.1mm～0.5mm。所述封装壳体为具有边沿的凹型空腔结构，凹型空腔结构边沿宽度5mm～10mm；凹型空腔结构边沿与疏导层内侧表面焊接连接。优选的封装壳体为金属箔，金属箔包括铝箔或镍箔。具体来说封装壳体是由金属箔进行冲击液压成形制成一面未封闭的且未封闭一面有边沿的空腔结构(凹型空腔结构)，空腔结构边沿宽度5mm～10mm。封装壳体未封闭一侧的边沿用于与所述疏导层最内侧一层金属箔或导热石墨片焊接相连，形成封闭的相变封装单元。所述焊接方式包括激光微焊接、超声波焊接。

作为一个优选的方案，所述相变层的厚度为5mm～20mm。

作为一个优选的方案，所述相变层是直接与可变形空天飞行器机体相连的，更具体来说是在相变层的封装壳体底部外侧通过涂覆隔热粘结剂，将其与机体相连。隔热粘结剂一般为有机硅胶粘剂或硅橡胶胶粘剂。

作为一个优选的方案，所述防热层与所述疏导层通过耐高温粘结剂相连；所述耐高温粘结剂为无机磷酸盐胶粘剂。

本发明还提供了一种疏导相变复合柔性热防护结构的应用，将其用于可变形飞行器表面热防护。该疏导相变复合柔性热防护结构能够灵活适应飞行器外形变化、提高热流调控能力，且具有防隔热、导热、吸热的综合防护效果，满足可变形飞行器热防护的应用要求。

相对现有技术，本发明技术方案带来的有益技术效果：

1.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构，采用柔性材料层叠的结构实现了可沿任意方向的变形。

2.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构采用柔性纤维毡作为防热层支撑骨架，支撑骨架可以为气凝胶隔热材料提供一定的支撑承载，提高防热层机械性能，避免高温下内部出现收缩。

3.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构的防热层外表面采用纤维增韧高发射率隔热涂层，鳞片状表面涂层具有致密结构，防止气体渗透，并且具有高柔韧性和高辐射率的性能。

4.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构中的疏导层采用高导热率金属箔或导热石墨片层叠的结构，高导热率金属箔或导热石墨片可以沿层间方向实现快速传热，同时减慢向内部的传热速度。

5.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构的疏导层与相变层共用一层金属箔或导热石墨片，该层金属箔或导热石墨片既作为疏导层的一部分承担热流疏导的功能，又作为相变层与疏导层相邻一侧的封装壳体。

6.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构中相变层采用泡沫金属作为相变材料的导热骨架；骨架可以为相变层提供一定的支撑承载，并且可以加快热流在相变材料内部的传导，提高相变材料利用率。

7.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构将相变层设计为若干个独立的相变封装单元，有利于提高热防护结构可变形能力。

8.本发明的空天飞行器疏导相变复合热防护结构通过利用各层材料的特点通过多种方式组合的形式调控表面热流，可以阻止或延迟热量传入飞行器内部。在表面设置高发射率隔热涂层增强辐射散热，在疏导层利用层叠的金属箔或导热石墨片实现沿层间方向的快速传热，在相变层利用相变材料吸收过多热量，在防热层利用气凝胶、疏导层与机身连接处利用隔热粘结剂分层隔热，使最终到达飞行器的温度符合机身材料和内部载荷的要求范围。

附图说明

图1为本发明可变形飞行器疏导相变复合柔性热防护结构示意图。

图2为本发明相变层的结构示意图(疏导层仅显示最内侧一层)。

图3为本发明防热层的结构示意图。

具体实施方式

以下将结合实施例对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果进行清楚、完整地描述，以充分地理解本发明的目的、特征和效果。显然，所描述的实施例只是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例，基于本发明的实施例，本领域的技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的其他实施例，均属于本发明保护的范围。

为解决空天飞行器温度分布不均匀、高温区域动态变化导致局部温度超过结构承受极限的问题，本发明实施例设计了一种疏导相变复合柔性热防护结构，通过疏导式热传递方式，将高热流密度区的热量传输到机身大面积低温区，利用相变吸热、辐射散热的组合方式将热量吸收或释放。制定高效热传导方案和相变吸热方案的材料选择、结构方式以及各部件之间的连接组合形式，利用热传导方程理论解析和数值仿真模拟的方法，通过结构优化设计，最终获得完善高效的轻质柔性热防护结构。

1)定向高导热率疏导层的设计：

为了实现更大范围、更高效的热流疏导能力，且适应飞行器改变气动构型的工作状态，采用层叠的高导热金属箔或导热石墨片作为疏导层应用于可变形空天飞行器热防护系统。通过多层高导热金属箔或导热石墨片的层叠构型，将高热流密度区的热流迅速转移到机身大面积低温区，使热流在整个飞行器表面均匀分布，降低驻点区温度。金属箔层或导热石墨片层之间通过氧化铝纤维缝合线固定，既可以确保各层之间紧密连接，保证疏导层的变形能力，又可以作为热流通道调节疏导层整体的导热能力。

2)高导热率高定形相变层的设计：

为了更好地实现自主温度控制，提高相变材料的潜热利用效率，适应空天飞行器高速度高过载以及振动冲击的任务环境，满足可变形的性能要求，采用高导热率高定形相变材料作为相变层吸热体应用于柔性热防护结构中。在疏导层与机体之间设置相变层，将经过疏导层传导后的均匀热流迅速吸收，并利用导热骨架将热流传导到整个相变封装单元，利用相变吸热保证机身结构和内部载荷的温度控制在许用温度以下。由泡沫金属制成的导热骨架不仅可以承担热流传导功能，还可以减弱相变后液态物质的流动性，避免高过载下影响结构安全。

3)热量分配及优化设计：

相变单元需要根据飞行器不同部位的热流密度、任务时间以及温度要求进行安排，采用多种相变材料以及不同尺寸封装壳体的组合，针对不同的热流载荷和温度要求进行合理布置。每个相变单元的吸热能力由相变材料单位质量的吸热量和相变单元体积决定，针对不同的热力密度对应吸热能力不同的相变单元，并保证各个区域在整个任务周期内的总吸热能力大于该区域经疏导后的总热量。

实施例1

本发明的实施例1提供一种用于可变形飞行器的疏导相变复合柔性热防护结构，具体如图1～3所示。所述柔性热防护结构包括由外侧至内侧依次设置的防热层1、疏导层2以及相变层3；

本实施例中，所述疏导层2为层叠的金属箔或导热石墨片，优选为铜箔；所述疏导层2中的铜箔厚度可以为0.05mm～0.20mm，层叠层数可以为10～20层，铜箔厚度优选为0.10mm，层叠层数优选为10层；所述疏导层2的整体厚度可以为0.5mm～5.0mm，整体厚度优选为1.5mm；导热系数高，整体导热率表现为各向异性，最高使用温度达到800℃。

所述疏导层2的金属箔或导热石墨片各层之间通过缝合线固定，所述缝合线由氧化铝纤维制成，直径为0.5mm～2mm，线迹密度为50mm～200mm/针；缝合线直径优选为1mm，线迹密度优选为150mm/针；缝合线依次交替对疏导层进行缝制，相邻缝线不交叉，间距为150mm。

本实施例中，所述相变层3包括封装壳体31、导热骨架32以及相变基体33。

进一步，所述相变层3的厚度为5mm～20mm，所述相变层3整体厚度优选为15mm。

参见图2，所述相变层3包含若干个相变封装单元，每个所述相变封装单元由经过冲击液压成形制成的封装壳体31，且相变封装单元内部形成空腔；所述的封装壳体31为一面未封闭的且未封闭一面有边沿的空腔结构。可选的，所述相变封装单元的俯视图形状为正方形。

封装壳体31的材料可以为金属箔，厚度可以为0.1mm～0.5mm，材料优选为铝箔，厚度优选为0.3mm，密度低、加工性能好。

所述的空腔结构边沿宽度可以为5mm～10mm，边沿宽度优选为5mm。

参见图2，所述的封装壳体31内部放入所述的导热骨架32，所述的导热骨架32的外形和空腔内部形状一致，且各方向尺寸略小于空腔内部尺寸；所述的相变基体33加热灌入空腔内、且填充封装壳体的整个空腔。

导热骨架32的材料可以为泡沫金属，材料优选为泡沫铝，导热系数高、质量轻、成本低。

相变基体33优选为石蜡，相变温度区间为80℃～92℃，相变潜热为51.46KJ/kg，相变潜热大、成本低、制备工艺简单，易于大规模工业化生产。

参见图2，所述的装入导热骨架32并填充相变基体33的封装壳体31未封闭一侧的边沿与所述疏导层2最内侧一层铜箔焊接相连，焊接方式优选为超声波焊接。

本实施例中，所述的封装壳体31底部外侧通过隔热粘结剂与机体相连。所述的隔热粘结剂优选为有机硅胶粘剂，具有良好的抗冷热、耐老化和隔热性能，对大多数金属和非金属材料具有良好的粘接性。

本实施例中，所述防热层1包括支撑骨架11、填充材料12和表面涂层13。

进一步，所述防热层1的厚度为5mm～10mm，所述防热层1整体厚度优选为10mm。

支撑骨架11优选为氧化铝纤维毡，填充材料12优选为Al₂O₃气凝胶，经过气凝胶增强后的防热层1具有高耐热、低热导的性能，使用温度为1200℃，在高温环境下结构完整，性能稳定，提高了防热层的热防护效果。

表面涂层13优选为辐射剂增强硅酸盐玻璃粉涂层，以硼硅酸盐玻璃粉为基体，加入MoSi₂为辐射剂，经过高温烧结形成鳞片状表面涂层。鳞片状表面涂层具有致密结构，防止气体渗透，使用温度最高为1500℃，并且具有高柔韧性和高辐射率的性能。

本实施例中，所述防热层1与所述疏导层2通过耐高温粘结剂相连，耐高温粘结剂优选为无机磷酸盐胶粘剂，具有良好的耐高温性和粘接性。

实施例2

以实施例1的各种条件组合中最佳实施例为例进行说明：

本实施例中疏导层2为层叠的铜箔；铜箔厚度为0.10mm，层叠层数为10层；疏导层2的整体厚度为1.5mm。疏导层2的铜箔各层之间通过直径为1mm的氧化铝纤维缝合固定，线迹密度为150mm/针。

本实施例中相变层3包括封装壳体31、导热骨架32以及相变基体33。相变层3整体厚度为15mm。相变层3包含多个相变封装单元，每个所述相变封装单元由经过冲击液压成形制成的封装壳体31，且相变封装单元内部形成空腔；封装壳体31为一面未封闭的且未封闭一面有边沿的空腔结构，相变封装单元的俯视图形状为正方形。封装壳体31的材料为铝箔，厚度为0.3mm。空腔结构边沿宽度为5mm。封装壳体31内部放入所述的导热骨架32，所述的导热骨架32的外形和空腔内部形状一致，且各方向尺寸略小于空腔内部尺寸；相变基体33加热灌入空腔内、且填充封装壳体的整个空腔。导热骨架32的材料为泡沫铝。相变基体33为石蜡。装入导热骨架32并填充相变基体33的封装壳体31未封闭一侧的边沿与所述疏导层2最内侧一层铜箔焊接相连，焊接方式优选为超声波焊接。所述的封装壳体31底部外侧通过隔热粘结剂与机体相连。所述隔热粘结剂为有机硅胶粘剂。

本实施例中防热层1包括支撑骨架11、填充材料12和表面涂层13。所述防热层1整体厚度优选为10mm。支撑骨架11为氧化铝纤维毡，填充材料12为Al₂O₃气凝胶。表面涂层13为MoSi₂辐射剂增强硅酸盐玻璃粉涂层。所述防热层1与所述疏导层2通过耐高温粘结剂相连，耐高温粘结剂优选为无机磷酸盐胶粘剂，具有良好的耐高温性和粘接性。

实施例2中疏导相变复合柔性结构用于空天飞行器热防护系统，在典型飞行环境中，来流总焓为6MJ/kg，锥形前缘驻点热流为2000kW/m²，机身大面积区域热流密度由200kW/m²线性地减低至50kW/m²，所述疏导相变复合柔性热防护结构将驻点最高温度由1240℃降低至936℃，降温幅度24.5％，机身大面积区域多个关键点温度升高5.7％～14.6％，实现了热流疏导与降低温度梯度的目标。

实施例2中疏导相变复合柔性结构用于空天飞行器热防护系统，当防热层表面热端温度为1000℃时，所述疏导相变复合柔性热防护结构可以将温度降低至90℃以下，并在600s的飞行时间内始终保持这一温度范围。

实施例2中疏导相变复合柔性结构的柔性随着温度的升高而增加，在典型飞行环境中，热防护结构可以适应飞行器折叠、弯曲和扭转的柔性需求。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，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。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种疏导相变复合柔性热防护结构，由外侧至内侧依次为防热层(1)、疏导层(2)和相变层(3)；其特征在于：

所述防热层由柔性防热材料基体及其表面的纤维增韧高发射率隔热涂层(13)构成；

所述疏导层由多层金属箔和/或导热石墨片叠加构成；

所述相变层由若干个独立的相变封装单元组成，各相变封装单元均匀分布在疏导层内侧；

所述相变封装单元包括封装壳体(31)，所述封装壳体内部具有空腔，所述空腔内部设有导热骨架(32)和填充有相变基体(33)。

2.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：所述柔性防热材料基体由隔热材料(12)填充在柔性支撑骨架(11)中构成。

3.根据权利要求2所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：

所述隔热材料为Al₂O₃气凝胶和/或SiC气凝胶；

所述柔性支撑骨架为氧化铝纤维毡和/或莫来石纤维毡。

4.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：

所述防热层的厚度为5mm～10mm；

所述疏导层的厚度为0.5mm～5.0mm。

5.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：所述纤维增韧高发射率隔热涂层为MoSi₂增强硅酸盐玻璃粉涂层。

6.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：所述疏导层由10～20层金属箔和/或导热石墨片叠加构成，且各层之间由氧化铝纤维针刺复合，针刺密度为50mm～200mm/针。

7.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：

所述导热骨架为泡沫金属；

所述相变基体为正十六烷、石蜡、聚乙二醇中至少一种。

8.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：

所述封装壳体由金属箔构成，厚度为0.1mm～0.5mm；

所述封装壳体为具有边沿的凹型空腔结构，凹型空腔结构边沿宽度5mm～10mm；

凹型空腔结构边沿与疏导层内侧表面焊接连接。

9.根据权利要求1所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构，其特征在于：所述相变层的厚度为5mm～20mm。

10.权利要求1～9任一项所述的一种疏导相变复合柔性热防护结构的应用，其特征在于：用于可变形飞行器表面热防护。

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