CN115973406A - 基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器 - Google Patents

Abstract

本公开提供了一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器。该基于碳泡沫材料的机体前缘结构包括蒙皮件、导热件、封装件和散热件。蒙皮件构成机体前缘结构的轮廓，形成容纳空间；导热件由碳泡沫材料构成，贴合蒙皮件的内壁面上，填充在容纳空间中；封装件贴合在导热件上，封闭容纳空间相对机体前缘结构的开口；散热件位于蒙皮件和封装件之间的容纳空间中，并穿设在导热件中，用于引入高温气体，使得高温气体在流经导热件时，将热量经导热件传递到蒙皮件的外表面上。基于碳泡沫材料的导热件的机体前缘结构，可以有效提高来自高温气体的热量在结构上的传导效率，显著提高热能利用率，同时结构简单且便于制造，系统可靠通用。

Description

基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器

技术领域

本公开涉及航空航天技术领域和飞行器结构技术领域，尤其涉及一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器。

背景技术

为了应对特定气象条件下飞机表面结冰问题，现代飞机均在机体易结冰区域(如机体前缘)设置防冰、除冰系统。例如，喷气式飞机采用最多的防冰方式是将从发动机引出的热空气导流到防冰表面，并将热能传递给防冰表面，使其融冰除冰。此外，针对机体前缘结构的防冰，通常直接将热空气引入到前缘内部空腔内，使其在该前缘内部空腔的通道内流动实现对流换热，从而加热蒙皮结构，但这种设计方案仍存在防结冰性能低下且热能利用率低等诸多不足。

发明内容

(一)要解决的技术问题

为解决现有技术中现代飞机的机体前缘结构的防冰设计存在的上述技术问题至少之一，本公开提供了一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器。

(二)技术方案

本公开的一个方面提供了一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，包括蒙皮件、导热件、封装件和散热件。蒙皮件构成机体前缘结构的轮廓，形成容纳空间；导热件由碳泡沫材料构成，贴合蒙皮件的内壁面上，填充在容纳空间中；封装件贴合在导热件上，封闭容纳空间相对机体前缘结构的开口；散热件位于蒙皮件和封装件之间的容纳空间中，并穿设在导热件中，用于引入高温气体，使得高温气体在流经导热件时，将热量经导热件传递到蒙皮件的外表面上。

根据本公开的实施例，蒙皮件为沿其厚度方向上导热的刚性层合板，用于承受气动载荷。

根据本公开的实施例，层合板的制备材料包括：高导热碳纤维增强树脂基复合材料。

根据本公开的实施例，导热件由高导热碳泡沫材料构成，高导热碳泡沫材料满足以下性能要求：密度为0.20-0.85g/cm³，常温热导率为40-180W/(m·K)，杨氏模量为100-400MPa，压缩强度为0.95-4.1MPa；其中，高导热碳泡沫材料包括：沥青基石墨化碳泡沫。

根据本公开的实施例，封装件包括隔热层和封装层。隔热层贴合在导热件的后端面上；封装层覆盖于隔热层的后端面上，封闭容纳空间相对机体前缘结构的开口。

根据本公开的实施例，隔热层由高隔热碳泡沫材料构成，高隔热碳泡沫材料满足以下性能要求：密度为0.02-0.145g/cm³，常温热导率为0.04-0.08W/(m·K)，杨氏模量为100-120MPa，压缩强度为0.3-0.7MPa；其中，高隔热碳泡沫材料包括：树脂基碳泡沫。

根据本公开的实施例，高隔热碳泡沫材料的隔热层通过耐温酚醛树脂胶粘剂粘贴于高导热碳泡沫材料的导热件的后端面上完成贴合。

根据本公开的实施例，封装层为低导热玻璃纤维增强树脂基复合材料层合结构。

根据本公开的实施例，散热件包括至少一个来流管道和至少一个回流管道。至少一个来流管道中每个来流管道在机体前缘结构相对机体较近的一端引入高温气体进入散热件；至少一个回流管道中每个回流管道在机体前缘结构相对机体较远的一端与至少一个来流管道中对应的一个来流管道连通，引出经过导热件的高温气体。

根据本公开的实施例，蒙皮件、导热件和封装件采用共固化方式构成一体胶接结构。

本公开的另一个方面提供了一种上述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构的制备方法，其中，包括：形成具有容纳空间并构成机体前缘结构的轮廓的蒙皮件；在蒙皮件的容纳空间中形成导热件和封装件，其中，导热件由碳泡沫材料构成；以及对蒙皮件、导热件和封装件构成的结构体执行成型工艺，以构成基于碳泡沫材料的机体前缘结构。

本公开的另一个方面提供了一种飞行器，其中，包括上述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构。

(三)有益效果

本公开提供了一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器。该基于碳泡沫材料的机体前缘结构包括蒙皮件、导热件、封装件和散热件。蒙皮件构成机体前缘结构的轮廓，形成容纳空间；导热件由碳泡沫材料构成，贴合蒙皮件的内壁面上，填充在容纳空间中；封装件贴合在导热件上，封闭容纳空间相对机体前缘结构的开口；散热件位于蒙皮件和封装件之间的容纳空间中，并穿设在导热件中，用于引入高温气体，使得高温气体在流经导热件时，将热量经导热件传递到蒙皮件的外表面上。基于碳泡沫材料的导热件的机体前缘结构，可以有效提高来自高温气体的热量在结构上的传导效率，显著提高热能利用率，同时结构简单且便于制造，系统可靠通用。

附图说明

图1示意性示出了根据本公开实施例的基于碳泡沫材料的机体前缘结构的结构组成剖面图；

图2示意性示出了根据本公开实施例的基于碳泡沫材料的基体牵引结构的散热件104的结构原理图；以及

图3示意性示出了根据本公开实施例的基于碳泡沫材料的基体牵引结构的制备方法的流程图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，以下结合具体实施例，并参照附图，对本发明进一步详细说明。

需要说明的是，在附图或说明书正文中，未绘示或描述的实现方式，均为所属技术领域中普通技术人员所知的形式，并未进行详细说明。此外，上述对各元件和方法的定义并不仅限于实施例中提到的各种具体结构、形状或方式，本领域普通技术人员可对其进行简单地更改或替换。

还需要说明的是，实施例中提到的方向用语，例如“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等，仅是参考附图的方向，并非用来限制本公开的保护范围。贯穿附图，相同的元素由相同或相近的附图标记来表示。在可能导致对本公开的理解造成混淆时，将省略常规结构或构造。

并且图中各部件的形状和尺寸不反映真实大小和比例，而仅示意本公开实施例的内容。另外，在权利要求中，不应将位于括号之间的任何参考符号构造成对权利要求的限制。

再者，单词“包含”不排除存在未列在权利要求中的元件或步骤。位于元件之前的单词“一”或“一个”不排除存在多个这样的元件。

说明书与权利要求中所使用的序数例如“第一”、“第二”、“第三”等的用词，以修饰相应的元件，其本身并不意味着该元件有任何的序数，也不代表某一元件与另一元件的顺序或是制造方法上的顺序，这些序数的使用仅用来使具有某命名的一元件得以和另一具有相同命名的元件能做出清楚区分。

本领域那些技术人员可以理解，可以对实施例中的设备中的模块进行自适应性地改变并且把他们设置在与该实施例不同的一个或多个设备中。可以把实施例中的模块或单元或组件组合成一个模块或单元或组件，以及此外可以把他们分成多个子模块或子单元或子组件。除了这样的特征和/或过程或者单元中的至少一些是相互排斥之外，可以采用任何组合对本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的所有特征以及如此公开的任何方法或者设备的所有过程或单元进行组合。除非另外明确陈述，本说明书(包括伴随的权利要求、摘要和附图)中公开的每个特征可以由提供相同、等同或相似目的的代替特征来代替。并且，在列举了若干装置的单元权利要求中，这些装置中的若干个可以是通过同一个硬件项来具体体现。

类似地，应当理解，为了精简本公开并帮助理解各个公开方面的一个或多个，在上面对本公开的示例性实施例的描述中，本公开的各个特征有时被一起分组到单个实施例、图、或者对其的描述中。然而，并不应将该公开的方法解释成反映如下意图：即所要求保护的本公开要求比在每个权利要求中所明确记载的特征更多的特征。更确切地说，如下面的权利要求书所反映的那样，公开方面在于少于前面公开的单个实施例的所有特征。因此，遵循具体实施方式的权利要求书由此明确地并入该具体实施方式，其中每个权利要求本身都作为本公开的单独实施例。

对于现有的机体前缘防冰设计和除冰设计，通常直接将热空气引入到前缘内部空腔内，使其在流动通道内进行对流换热，从而加热蒙皮结构。但这种设计方案仍存在诸多不足。首先，前缘内部通常布置有电气线缆、输油管路、肋板、筋条等结构或系统附件，导致气体流动通道不规则且阻隔较多，热空气流动阻力较大，流动距离有限，无法将热量传递至远端，从而使前缘蒙皮受热不均；其次，来自热空气的热能除了加热前缘蒙皮外，很大部分传递给前缘内部非结冰区域，降低了输入能量在蒙皮防冰、除冰功能上的利用率；再次，来自发动机的热空气温度较高，有可能影响前缘内部不耐温设备及元器件的正常使用，也需要对热空气流动通道进行导向和隔热设计。基于以上诸多限制与不足，亟需设计一种性能高效、热能利用率高的新型防冰、除冰机体前缘结构。

为解决现有技术中现代飞机的机体前缘结构的防冰设计存在的上述技术问题至少之一，本公开提供了一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构及其制备方法、飞行器。

如图1-图2所示，本公开的一个方面提供了一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，包括蒙皮件101、导热件102、封装件103和散热件104。

蒙皮件101构成机体前缘结构的轮廓，形成容纳空间；

导热件102由碳泡沫材料构成，贴合蒙皮件101的内壁面上，填充在容纳空间中；

封装件103贴合在导热件102上，封闭容纳空间相对机体前缘结构的开口；

散热件104位于蒙皮件101和封装件103之间的容纳空间中，并穿设在导热件102中，用于引入高温气体，使得高温气体在流经导热件102时，将热量经导热件102传递到蒙皮件101的外表面上。

在本公开实施例中，机体前缘结构一般用于航空航天领域的飞行器的机体上，主要用于承载气动载荷，如民航客机、战斗机的机翼前缘或者运载火箭的机体翅翼的前缘。在高空飞行状态下，通常会在该机体前缘结构的部分表面区域产生结冰现象，从而易于对飞行器的正常运行产生负面影响。其中，本公开实施例中所提及的防冰，包括融冰防冰、防结冰等使得机体前缘结构的外表面的特定表面区域不会发生结冰现象，或在结冰之后可以有效实现快速除冰的情况。

蒙皮件101通常可以为一表面连续的层状或者板状结构体，能够形成该机体前缘结构的主体轮廓。如图1所示，该蒙皮件101可以向后弯曲定型形成一容纳空间，该容纳空间用于作为该机体前缘结构的填充空间，实现对该蒙皮件101的支撑效果，同时也能够起到相应的防冰效果。

导热件102主要由碳泡沫材料所构成，也即碳泡沫材料填充至上述蒙皮件101所构成的容纳空间中，形成主要的填充物结构作为该导热件102。其中，借助于碳泡沫材料轻质多孔、密度较小以及压缩强度高等优势，可以起到对蒙皮件101和导热件102等所构成的机体前缘结构的刚度增强作用，同时也能够兼顾结构重量。同时，该碳泡沫材料还可以具有良好的导热特性，从而能够将导热件102接收的热量更好地传导到蒙皮件101的外表面的某特定区域上。其中，导热件102能够借助碳泡沫材料将热量定向往蒙皮件101的特定区域的外表面传导。

如图1所示，蒙皮件101的结构固化定型之后，蒙皮件101的后端可以形成一朝向后方的容纳空间的开口，在将导热件102填充至该容纳空间之后，即可以利用封装件103将该开口封闭起来，从而实现对该机体前缘结构的封装。其中，该封装件103可以沿该开口边缘对应的蒙皮件101的后部的内壁面，贴合该导热件102的碳泡沫材料填充物结构的后端面对其进行封闭，从而形成一表面连续的层状结构或板状结构作为封装件103。其中，所谓表面连续即其表面无缝向特定方向延伸或者延展，特定情况下表面连续在前述基础上还可以特指结构表面没有孔隙或孔洞。因此，封装件103能够有效防止导热件102中的热量朝后扩散而浪费，从而充分保证导向蒙皮件101的热量。此外，该封装件103的结构覆盖在该导热件102的后端端面上，还可以借助于蒙皮件101的结构刚性保护导热件102的碳泡沫材料不因结构磕碰而发生损伤或者脱落的情况，起到良好的保护效果。同时，封装件103也能隔绝氧气和水分，避免碳泡沫氧化与吸湿。

散热件104可以为散热管结构，能够向导热件102的碳泡沫材料填充物结构中引入并倒流高温气体。该高温气体可以引自飞行器的机体发动机喷出的高温甚至高温高压的废弃气体，借此可以实现对机体废弃能源的宠充分循环利用。散热件104可以穿插在该导热件102中，换言之，该导热件102的碳泡沫材料可以填充在具有该散热件104的该蒙皮件101的容纳空间中。因此，散热件104可以将流经的高温气体充分与导热件102的碳泡沫材料接触，从而使得热量可以经碳泡沫材料向蒙皮件101的特定外表面的区域进行传导，实现对蒙皮件101的特定表面区域的防冰和除冰效果。

基于上述本公开实施例的采用碳泡沫材料作为前缘蒙皮件与输入热气流之间的热传导介质，并利用其内部设置的散热件从输入的热空气中进行对流换热，并通过其与蒙皮件的粘接界面将吸收的热量均匀、迅速地传导到前缘蒙皮，实现防冰、除冰的目的，从而能够克服传统方案中热空气与前缘蒙皮直接换热效率低的缺点，同时该碳泡沫材料为轻质多孔材料，具备密度小，压缩强度高的优点，也起到了增强前缘结构刚度的作用，同时兼顾了结构重量。

因此，基于碳泡沫材料的导热件的机体前缘结构，可以有效提高来自高温气体的热量在结构上的传导效率，显著提高热能利用率，同时结构简单且便于制造，系统可靠通用。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，蒙皮件101为沿其厚度方向上导热的刚性层合板，用于承受气动载荷。

蒙皮件101一般可以是复合材料蒙皮结构，具有一定结构刚度，以在定型条件下具有更好的结构稳定性，以起到承受气动载荷的效果。此外，蒙皮件101沿厚度方向具有较高的导热系数，如此便可以实现沿厚度方向的良好导热特性，可以使得经导热件102的碳泡沫材料传导的热量顺利经蒙皮件101的内壁面传导至蒙皮件101的外表面上。该蒙皮件101在最终形成该机体前缘结构之后，实际上是具有特定刚度的刚性层合板，层合板结构。由于结构稳定、成型工艺更为成熟以及应用范围较广的优势，可以有助于提高蒙皮件101的刚度以及结构稳定性，防止蒙皮件101的结构变形或损害，另外，层合板结构还可以提高该蒙皮件101在厚度方向上的热传导效果。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，层合板的制备材料包括：高导热碳纤维增强树脂基复合材料。

高导热碳纤维增强树脂基复合材料具有更好的成型结构稳定性，可以有效兼顾导热和结构承载的功能一体化，有利于形成层合板结构的蒙皮件101，且能够保证其可以沿厚度方向的高导热系数，使其具有良好的沿厚度方向的高效热传导效应，同时该蒙皮件101借此也可以具有极好的结构刚性。具体地，可以在蒙皮件101的碳纤维树脂基复材层间添加石墨烯改性剂，使其厚度方向上热导率达到15-20W/(m·K)，使得其具有优异的厚度方向上的热量传导效果。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，导热件由高导热碳泡沫材料构成，高导热碳泡沫材料满足以下性能要求：密度为0.20-0.85g/cm³，常温热导率为40-180W/(m·K)，杨氏模量为100-400MPa，压缩强度为0.95-4.1MPa；

其中，高导热碳泡沫材料包括：沥青基石墨化碳泡沫。

借助于上述高导热碳泡沫材料关于密度、常温热导率、杨氏模量以及压缩强度等具体性能要求，能够同时满足该高导热碳泡沫材料的轻质多孔、密度较小以及压缩强度高等优势，同时具有极好的热传导效应，而且能够使得上述各种性能通过工艺设计实现较大范围的调节，从满足在不同使用环境下的性能匹配。因此，利用该高导热碳泡沫材料能够起到对蒙皮件101和导热件102等所构成的机体前缘结构的刚度增强作用，同时也能够兼顾结构重量。而且，该碳泡沫材料还可以具有良好的导热特性，从而能够将导热件102接收的热量更好地传导到蒙皮件101的外表面的某特定区域上。其中，导热件102能够借助碳泡沫材料将热量均匀、稳定地往蒙皮件101的特定区域的外表面进行定向传导。

其中，沥青基石墨化碳泡沫的前驱体材料为中间相沥青，沥青基石墨化碳泡沫具有石墨韧带连接的交联网状开孔球形结构，且细观孔穴结构排列较为均匀整齐，可以有效地兼顾上述高导热碳泡沫材料的优异导热性能和结构承载力的特性，使得其具有上述良好的轻质多孔、密度较小以及压缩强度高等特点，同时也能够兼顾其良好的高导热系数。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，封装件103包括隔热层310和封装层320。

隔热层310贴合在导热件102的后端面上；

封装层320覆盖于隔热层310的后端面上，封闭容纳空间相对机体前缘结构的开口。

隔热层310用于对导热件102的碳泡沫材料的热量进行阻隔，使得热量不会经封装件103的封装层320向外扩散被浪费。隔热层310沿导热件102的碳泡沫材料的后端面充分贴覆，使得导热件102被完全包围在蒙皮件101和该隔热层310之间，从而能够确保导热件102的热量几乎只能够向蒙皮件101传导，使热量在封装件一侧的浪费极少。其中，隔热层310可以与导热件102的高导热碳泡沫材料通过粘接实现贴合。

封装层320则贴合于该隔热层310的后端面上，主要可以沿该蒙皮件101容纳空间对应的后端开口的边缘的内壁面，贴合在该隔热层310的后端面上，实现对整个容纳空间后端开口的全封闭效果，形成一表面连续的层状结构。如此，便可以使得封装层可以进一步对经隔热层310扩散的热量做进一步地阻隔，防止热量损失，同时还能够起到对蒙皮件101的后端结构进行支撑的效果，使得蒙皮件101不易发生结构变形，而且还可以对包括隔热层310和导热件102在内的结构保护和结构支撑效果，有效防止外界对容纳空间中的碳泡沫材料的损坏以及对隔热层310的破坏等，也能够防止因震动等及各类意外事件所造成的结构脱离或脱落事件的发生。同时，封装层320也能隔绝氧气和水分，避免碳泡沫氧化与吸湿。

在封装层320的后方空间具有其他设备或者电子元器件的情况下，借助于该隔热层310的设计，能够确阻隔导热件102的热量向封装层320的后方空间传导，从而避免其后方空间温度升高，防止对其内部设置的部分设备或者元件器的正常工作产生影响。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，隔热层310由高隔热碳泡沫材料构成，高隔热碳泡沫材料满足以下性能要求：密度为0.02-0.145g/cm³，常温热导率为0.04-0.08W/(m·K)，杨氏模量为100-120MPa，压缩强度为0.3-0.7MPa；其中，高隔热碳泡沫材料包括：树脂基碳泡沫。

与前述高导热碳泡沫材料相比，高隔热碳泡沫材料无论在制备原料、制备工艺以及细观的结构特征上都存在显著性差异，借助于上述高隔热碳泡沫材料的性能要求，能够同时满足该高隔热碳泡沫材料的轻质多孔和密度较小等优势，同时能够具有极好的隔热效应。因此，利用该高隔热碳泡沫材料能够起到对蒙皮件101和导热件102的高导热碳泡沫材料的刚度增强作用，同时也能够兼顾整个结构的重量。而且，该高隔热碳泡沫材料极低的热导参数，使得其具有极佳的绝热或者隔热作用，从而有效防止导热件102的高导热碳泡沫材料中的热量向后扩散损失。而且，在封装层320的后方空间具有其他设备或者电子元器件的情况下，也借助于该隔热层310的设计，能够确阻隔导热件102的热量向封装层320的后方空间传导，从而避免其后方空间温度升高，防止对其内部设置的部分设备或者元件器的正常工作产生影响。

树脂基碳泡沫前驱体材料为树脂(例如酚醛树脂为代表的树脂材料)，树脂基碳泡沫作为高隔热碳泡沫材料，能够具有较好的轻质多孔、密度较小等优势，可以与上述的导热件102的高导热碳泡沫材料实现更好的粘接固定成型，而且其所具有的极好隔热性能，能够实现对高导热碳泡沫材料的有效隔热。因此，树脂基碳泡沫材料由于具有很大的开孔和棱柱结构，且棱柱结构相互交联可以构成十二面体，其炭形态为石墨化的玻璃态炭，因此具有低密度特点和优异绝热性能，无论是在结构稳定性还是热传导阻隔上都能实现极好的效果。

因此，高导热碳泡沫材料的导热件102后端粘贴有高隔热碳泡沫材料的隔热层310，可以有效地阻隔向机体前缘结构的容纳空间所传导的热量，既保护了位于高隔热碳泡沫后方的温度敏感设备及元器件，也减少了热量在结构防冰、除冰功能外的无效损耗。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，高隔热碳泡沫材料的隔热层310通过耐温酚醛树脂胶粘剂粘贴于高导热碳泡沫材料的导热件102的后端面上完成贴合。

在成型工艺上，高隔热碳泡沫的隔热层310可以利用使用耐温酚醛树脂胶粘剂粘贴于高导热碳泡沫材料的导热件102的后端面上，粘接完成之后可以对二者的泡沫整体进行整体机械加工，之后将其填充在复合材料的蒙皮件101的内部空间中，通过固化成型工艺形成可贴合在复合材料的蒙皮件101内壁面上的导热件102和隔热层310。耐温酚醛树脂胶粘剂为可以满足高温环境下(长期使用温度可耐350℃以上高温)长期使用的脆性胶黏剂，借助于该耐温酚醛树脂胶粘剂能够使得高隔热碳泡沫材料的隔热层310的前侧面和高导热碳泡沫材料的导热件102的后端面之间具有极好的粘接效果，而且耐温酚醛树脂胶粘剂具有良好的耐高温特性，从而能够使得高隔热碳泡沫材料和高导热碳泡沫材料在经过后续的固化工艺之后，形成一个结构稳定的碳泡沫材料结构体。

其中，在本公开的另一实施例中，上述导热件102也可以先填充到该蒙皮件101的容纳空间中，之后在导热件102的后端面上利用耐温酚醛树脂胶粘剂粘接上述隔热层310。如此，与可以在后续的成型工艺过程中，形成如上述机体前缘结构类似的结构固化体，并不会明显影响二者的结构稳定性和热传导效果。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，封装层320为低导热玻璃纤维增强树脂基复合材料层合结构。

封装层320可以为复合材料层合结构，如此便可以确保其封装特性，将上述蒙皮件101、导热件102以及隔热层310等稳固地封装在一起，既可以保护碳泡沫不发生磕伤或材料松散，同时也能隔绝氧气和水分，避免碳泡沫氧化与吸湿。通过上述低导热玻璃纤维增强树脂基复合材料层合结构可以有效保证封装层320对该隔热层310的后侧面的表面连续覆盖效果，从而在进一步实现对热量阻隔的效果，同时可以保护碳泡沫不因结构磕碰发生损伤或脱落。其中，选择该低导热玻璃纤维增强树脂基复合材料作为该封装层320的层合板结构的制备材料，可以进一步减少热量通过玻纤复材层传导至飞机本体结构，且玻纤复合材料还能够避免碳纤维复合材料与金属接触后发生电位腐蚀。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，散热件104包括至少一个来流管道410和至少一个回流管道420。

至少一个来流管道中每个来流管道410在机体前缘结构相对机体较近的一端引入高温气体进入散热件104；

至少一个回流管道中每个回流管道420在机体前缘结构相对机体较远的一端与至少一个来流管道中对应的一个来流管道410连通，引出经过导热件102的高温气体。

如图2所示，高导热碳泡沫材料的导热件102的内部具有机械加工形成的沿前缘长度方向(与如图2所示前→后方向基本垂直或垂直)上的来流管道410和回流管道420，在前缘距机体较远的一端有弯管将来流管道410和回流管道420连通。同时，在前缘距机体较近的一端，发动机高温排气从来流管道410的入口引入该散热件104中，并经过来流管道410内流动换热后从回流管道420的出口排出。机体发动机产生的高温气体可以有效保证热量的循环重复利用。

其中，如图1和图2所示，来流管道410在该机体前缘结构的前后方向上，相对于回流管道420更靠近该蒙皮件101的容纳空间中的前端，从而使得来流管道410中的高温空气可以在刚进入散热件104的换热空间中时就可以更加靠近蒙皮件101的前端内壁面，从而能够有效保证来流管道410中的高温气体可以对蒙皮件101的特定表面具有更好的除冰和防冰效果。

因此，在本公开实施例中，如图1和图2所示，将防冰、除冰的上述机体前缘结构安装到机体上，将发动机高温引气管接通到来流管道410入口，在发动机工作时，来自发动机的热空气进入来流管道410，并在其通过管道时，携带的热量以对流换热及热传导两种方式传递到管壁上，再利用高导热碳泡沫的导热件102的优异导热效率，将热量传导至复合材料蒙皮件101的内壁面上，经蒙皮件101沿厚度方向上的高热传导率，从而将蒙皮件101的外表面实现加热，从而完成蒙皮加热以实现更好的防冰、除冰效果。同时，高隔热碳泡沫的隔热层310位于高导热碳泡沫的导热件102的后方，可以有效阻隔热量向其内部空间传导，避免内部空间温度升高影响部分设备或元器件的正常工作等。而且封装层320可以将上述隔热层310和导热件410的碳泡沫或其整体填充物进行封装，既可以保护碳泡沫不发生磕伤或材料松散，同时也能隔绝氧气和水分，避免碳泡沫氧化与吸湿。

其中，需要说明的是，上述如图2所示的来流管道410和回流管道420实际可以为同一散热管道的不同部分，且该散热管道的数量可以是多个，也即该来流管道410和回流管道420的数量也可以是多个，具体可以依据实际的应用场景进行调整，具体不做限定。此外，至少一个来流管道和至少一个回流管道可以一一对应设置，以保证中间高温气体的快速通过，防止内部压力过高；另外，也可以是一个来流管道对应至少一个回流管道设置，借此可以加快高温气体的快速通过，有效避免内部的气压过高，有利于气体疏散；或者，还可以是一个回流管道对应至少一个来流管道设置，如此便可以借助于高导热碳泡沫材料的高性能的结构稳定特征，对内部的高压高温气体进行禁锢，同时保证高温气体在管道内的时间，从而保证充分地实现热量向蒙皮件101上的传导。

如图1和图2所示，根据本公开的实施例，蒙皮件101、导热件102和封装件103采用共固化方式构成一体胶接结构。

共固化方式为将蒙皮件101、导热件102以及封装件103借助于机械加工的方式进行组装拼合，在此过程中将导热件102中的散热件104也实现加工成型，之后将三者的整体结构进行固化成型工艺，从而一并形成共同的整体固化结构的方式。其中，在该拼装成型过程中可以采用一定的复合材料胶粘剂实现一体化的固化胶接结构。因此，借助于一体胶接结构可以利用共固化工艺实现对制备工艺的高度简化，同时能够保证内部各结构组件之间的高强度粘接，保证粘接质量明显优于传统后胶接，粘接层厚度均匀且空隙较少，从而极大地提升结构整体强度。

因此，采用高导热碳泡沫的导热件102作为前缘蒙皮件101与散热件104中输入的热气流之间的热传导介质，并利用导热件102内设置的两条连通管道作为散热件104从输入的热空气中实现对流换热，并通过其与蒙皮件101的粘接界面将吸收的热量均匀、迅速地传导到前缘蒙皮，实现防冰、除冰的目的，从而克服了传统方案中热空气与前缘蒙皮直接换热效率低的缺点，同时高导热碳泡沫材料的导热件102为轻质多孔材料，具备密度小和压缩强度高的优点，也起到了增强前缘结构刚度的作用。同时，高导热碳泡沫的导热件102后端粘贴有高隔热碳泡沫的隔热层310，可以有效地阻隔向前缘内部非结冰区传导的热量，既保护了位于高隔热碳泡沫后方的温度敏感设备及元器件，也减少了热量在结构防冰、除冰功能之外的无效损耗。

具体地，本公开实施例提供了一种具备防冰、除冰功能的机体前缘结构，包括复合材料蒙皮件101、高导热碳泡沫的导热件102、高隔热碳泡沫的隔热层310以及复合材料的封装层320，其中复合材料蒙皮件101内侧空间从前到后依次填充高导热碳泡沫作为导热件102和高隔热碳泡沫作为隔热层310，高导热碳泡沫内有贯穿前缘长度方向上的来流管道410和回流管道420作为散热件104，隔热层310后端表面及蒙皮件101后端内表面铺贴有连续的复合材料封装层320。借此，该机体前缘结构可以很好地适用于解决以喷气发动机等高温排气为热源的飞机前缘防冰、除冰问题，通过来流管道和回流管道组成的换热界面将发动机高温排气热量传递至高导热碳泡沫的导热件102上，并利用该碳泡沫优异的热传导效率将热量均匀、迅速地传导至蒙皮件101，从而达到融冰除冰、防冰的目的。

如图3所示，本公开的另一个方面提供了一种上述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构的制备方法，其中，包括步骤S301-S303。

在步骤S301中，形成具有容纳空间并构成机体前缘结构的轮廓的蒙皮件；

在步骤S302中，在蒙皮件的容纳空间中形成导热件和封装件，其中，导热件由碳泡沫材料构成；以及

在步骤S303中，对蒙皮件、导热件和封装件构成的结构体执行成型工艺，以构成基于碳泡沫材料的机体前缘结构。

为对上述步骤S301-S303所提出的上述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构的制备方法做出更为清楚地限定，如上述图1和图2所示，特给出如下实施案例的步骤S1-S5，以作出进一步地说明：

在步骤S1中，将碳纤维织物/环氧树脂预浸料在前缘蒙皮阴模内按照设定的铺层角度进行逐层铺贴并压实，以排除铺层内部的空隙，形成复合材料蒙皮的蒙皮件101；

在步骤S2中，将高导热碳泡沫和高隔热碳泡沫通过耐温酚醛树脂胶粘剂粘接为碳泡沫组合体，并通过机械加工之后形成高导热碳泡沫材料的导热件102和高隔热碳泡沫材料的隔热层310组合体；

在步骤S3中，在模具内未固化的复合材料蒙皮件101内表面铺放一层环氧树脂胶膜，将已机械加工成型的上述组合体随该蒙皮件101的容纳空间的内表面通过该胶膜与复合材料蒙皮件101内表面贴合粘接，从而实现将碳泡沫组合体贴合在复合材料蒙皮件101的内表面上，对该蒙皮件101的容纳空间实现填充；

在步骤S4中，在高隔热碳泡沫的隔热层310的后端面铺贴一层环氧树脂胶膜，再将玻璃布/环氧树脂预浸料铺贴到该层胶膜及附近裸露的复合材料蒙皮件101的内表面，形成表面连续覆盖该隔热层310的复合材料封装层320；

在步骤S5中，采用真空袋膜将所有材料进行封装抽真空，并送入热压罐进行加温固化，固化过程完成后，待结构冷却后脱模，即可获得本公开实施例的共固化一体成型胶接结构的机体前缘结构。

因此，本公开实施例的机体前缘结构可以具有极为简易的制备成型工艺，整个成型过程并不需要任何特殊的工艺流程，也不需要新增任何其他的复杂程序，可以实现共固化方式的一体胶接成型，具有极好的制备工艺成熟度。

本公开的另一个方面提供了一种飞行器，其中，包括上述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构。

如前述所言，借助于本公开实施例的上述机体前缘结构，可以有效解决传统热气流除冰方案中前缘内腔结构阻隔造成热气体流通不畅和除冰区蒙皮受热不均的问题，避免了非结冰区结构吸热造成热能损耗，在飞行器防冰、除冰结构方面具有广阔的应用前景。其中，本公开实施例的飞行器可以是军事领域的喷气式战斗机、武装直升机等，也可以是民用领域的大中小型客机、民用直升机等，也可以是航天领域中的运载火箭、返回卫星等，也可以包括特定动力飞行的无人飞行器等。

至此，已经结合附图对本公开实施例进行了详细描述。

以上所述的具体实施例，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (12)

1.一种基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，包括：

蒙皮件，构成所述机体前缘结构的轮廓，形成容纳空间；

导热件，由碳泡沫材料构成，贴合所述蒙皮件的内壁面上，填充在所述容纳空间中；

封装件，贴合在所述导热件上，封闭所述容纳空间相对所述机体前缘结构的开口；

散热件，位于所述蒙皮件和所述封装件之间的所述容纳空间中，并穿设在所述导热件中，用于引入高温气体，使得所述高温气体在流经所述导热件时，将热量经导热件传递到所述蒙皮件的外表面上。

2.根据权利要求1所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述蒙皮件为沿其厚度方向上导热的刚性层合板，用于承受气动载荷。

3.根据权利要求2所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述层合板的制备材料包括：高导热碳纤维增强树脂基复合材料。

4.根据权利要求1所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述导热件由高导热碳泡沫材料构成，所述高导热碳泡沫材料满足以下性能要求：密度为0.20-0.85g/cm³，常温热导率为40-180W/(m·K)，杨氏模量为100-400MPa，压缩强度为0.95-4.1MPa；

其中，所述高导热碳泡沫材料包括：沥青基石墨化碳泡沫。

5.根据权利要求1所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述封装件包括：

隔热层，贴合在所述导热件的后端面上；

封装层，覆盖于所述隔热层的后端面上，封闭所述容纳空间相对所述机体前缘结构的开口。

6.根据权利要求5所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述隔热层由高隔热碳泡沫材料构成，所述高隔热碳泡沫材料满足以下性能要求：密度为0.02-0.145g/cm³，常温热导率为0.04-0.08W/(m·K)，杨氏模量为100-120MPa，压缩强度为0.3-0.7MPa；

其中，所述高隔热碳泡沫材料包括：树脂基碳泡沫。

7.根据权利要求6所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述高隔热碳泡沫材料的隔热层通过耐温酚醛树脂胶粘剂粘贴于高导热碳泡沫材料的导热件的后端面上完成贴合。

8.根据权利要求5所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述封装层为低导热玻璃纤维增强树脂基复合材料层合结构。

9.根据权利要求1所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述散热件包括：

至少一个来流管道，至少一个来流管道中每个来流管道在所述机体前缘结构相对机体较近的一端引入高温气体进入所述散热件；

至少一个回流管道，至少一个回流管道中每个回流管道在所述机体前缘结构相对机体较远的一端与所述至少一个来流管道中对应的一个来流管道连通，引出经过所述导热件的高温气体。

10.根据权利要求1-9中任一项所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构，其中，所述蒙皮件、导热件和封装件采用共固化方式构成一体胶接结构。

11.一种权利要求1-10中任一项所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构的制备方法，其中，包括：

形成具有容纳空间并构成所述机体前缘结构的轮廓的蒙皮件；

在所述蒙皮件的容纳空间中形成导热件和封装件，其中，所述导热件由碳泡沫材料构成；以及

对所述蒙皮件、导热件和封装件构成的结构体执行成型工艺，以构成所述基于碳泡沫材料的机体前缘结构。

12.一种飞行器，其中，包括权利要求1-10中任一项所述的基于碳泡沫材料的机体前缘结构。

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