专利名称：用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板。
背景技术：
航天器载入时要以很高的速度进入大气层，在空气动力的作用下急剧减速，同时 其巨大的动能和位能转化为巨大的热能，而热防护系统的作用就是尽量减少进入航天器内 部的热能，使航天器机身及其内部部件在合理的温度范围之内正常工作。由此可见，热防护 系统是航天器的重要组成部分。 陶瓷防热瓦使用温度达到1250°C，隔热性能好，基本满足了航天飞机的飞行要求， 但其存在质脆、易脱落、吸水、不防雨、易变形、维修和更换困难等缺点；金属热防护系统具 有可靠性高，韧性好，不吸水等优点，但是金属使用温度较低， 一般用于IOO(TC以下，热膨胀 系数是陶瓷瓦的2-3倍，不利于间隙的密封。目前热防护系统在飞行器表面加热时热量滞 留在热防护系统中较少，且热量大量向飞行器机体传递。
发明内容
本发明的目的是为了解决现有热防护系统中使用陶瓷防热瓦存在质脆、易脱落、 吸水、不防雨、易变形及金属材料不利于间隙的密封以及热防护系统在飞行器表面加热时 热量滞留在热防护系统中较少且热量大量向飞行器机体传递的问题，提出了一种用于热防 护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板。 本发明为解决上述技术问题采取的技术方案是所述金属合金盖板包括蜂窝体、 上层板、下层板、相变材料、外壳和陶瓷板，所述下层板的上表面与蜂窝体的下表面固接，所 述蜂窝体的每个蜂窝胞元为正六边形，每个正六边形蜂窝胞元内填充有装在外壳内的相变 材料，所述蜂窝体与相变材料及外壳组合构成蜂窝层，所述蜂窝体的上表面与上层板的下 表面固接，所述陶瓷板的下表面与上层板的上表面固接，所述蜂窝体、上层板和下层板的材 料均为Ni基高温合金、Fe基高温合金、Ni-Fe基高温合金、Co基高温合金或Nb基高温合 金，所述陶瓷板的材料为Si02、 A1203纤维增强材料或A1203复合材料，所述外壳为A1203时， 所述相变材料为Al-Si合金，所述外壳为Si02、Zr02或A1203时，所述相变材料为LiF。
本发明具有以下有益效果1.本发明是将陶瓷和金属合金相结合，将蜂窝体作 为承载的结构件，达到热防护系统和结构件的一体化设计，将整个机体结构件总重量降低 10-15% ;同时本发明结构不易脱落、不易吸水、防雨、不易变形且有利于间隙的密封。2.本 发明中每个蜂窝胞元内填充装在外壳内的相变材料，当温度上升到或高于相变材料相变温 度时，相变材料吸收热量发生相变，该盖板温度在相变材料相变过程中不发生大于20°C的 变化，相变材料相变完成后盖板才继续升温；飞行器表面停止加热后，盖板温度低于相变材 料相变温度时，相变材料发生逆向相变，放出热量。相变材料的工作原理使得热防护系统在 飞行器表面加热时更多热量滞留在热防护系统中，减小向飞行器机体传递，与未填充相变 材料的热防护系统相比，该结构更薄更轻，从而提供更大的有效载荷或舱体空间。
图1是本发明的整体结构示意图，图2是图1的A-A剖视图，图3是图1的B部放大图。
具体实施例方式
具体实施方式
一 结合图l和图2说明本实施方式，本实施方式的金属合金盖板包 括蜂窝体1、上层板2、下层板3、相变材料4、外壳6和陶瓷板7，所述下层板3的上表面与蜂 窝体1的下表面固接，所述蜂窝体1的每个蜂窝胞元1-1为正六边形，每个正六边形蜂窝胞 元1-1内填充有装在外壳6内的相变材料4，所述蜂窝体1与相变材料4及外壳6组合构成 蜂窝层5，所述蜂窝体1的上表面与上层板2的下表面固接，所述陶瓷板7的下表面与上层 板2的上表面固接，所述蜂窝体1、上层板2和下层板3的材料均为Ni基高温合金、Fe基高 温合金、Ni-Fe基高温合金、Co基高温合金或Nb基高温合金，所述陶瓷板7的材料为Si02、 A1203纤维增强材料或A1203复合材料，所述外壳6为A1203时，所述相变材料4为Al-Si合 金，所述外壳6为Si02、 Zr02或A1203时，所述相变材料4为LiF ; 本实施例可以作为热沉结构，吸收大量的热量，降低热防护系统的导温系数，降低 热防护系统和结构的厚度。具体实施方式
二 结合图l和图2说明本实施方式，本实施方式的每个正六边形蜂 窝胞元1-1的壁厚为0. 05-0. lmm，每个正六边形蜂窝胞元1_1的边长为2-10mm。其它组成 及连接关系与具体实施方式
一相同。具体实施方式
三结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的蜂窝体1的高度 为2-20mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。具体实施方式
四结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的陶瓷板7的厚度 为O. l-20mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。具体实施方式
五结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的上层板2的厚度 为0. 1-0. 4mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。具体实施方式
六结合图l和图2说明本实施方式，本实施方式的下层板2的厚度 为0. 1-0. 4mm。其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。具体实施方式
七结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的下层板3的上表 面与蜂窝体l的下表面固接的形式为焊接。其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
八结合图1和图2说明本实施方式，本实施方式的蜂窝体1的上表 面与上层板2的下表面固接的形式为焊接。其它组成及连接关系与具体实施方式
一相同。
具体实施方式
九结合图l和图2说明本实施方式，本实施方式的陶瓷板7的下表 面与上层板2的上表面固接的形式为焊接。具体实施方式
十结合图l和图2说明本实施方式，本实施方式的陶瓷板7的下表 面与上层板2的上表面固接的形式为无机胶粘接。 工作原理首先采用高温真空钎焊的工艺把蜂窝体1和下层板3连接成一个整体， 然后在每个蜂窝胞元l-l内填充装在外壳6内的相变材料4，再一次采用高温真空钎焊工艺 把蜂窝体1与上层板2连接，采用自蔓延焊接或无机胶粘接工艺将陶瓷板7与上层板2固接，从而得到填充相变材料的高超音速飞行器用金属蜂窝结构与陶瓷结合的蜂窝盖板典型 结构。
权利要求
一种用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述盖板包括蜂窝体(1)、上层板(2)、下层板(3)、相变材料(4)、外壳(6)和陶瓷板(7)，所述下层板(3)的上表面与蜂窝体(1)的下表面固接，所述蜂窝体(1)的每个蜂窝胞元(1-1)为正六边形，每个正六边形蜂窝胞元(1-1)内填充有装在外壳(6)内的相变材料(4)，所述蜂窝体(1)与相变材料(4)及外壳(6)组合构成蜂窝层(5)，所述蜂窝体(1)的上表面与上层板(2)的下表面固接，所述陶瓷板(7)的下表面与上层板(2)的上表面固接，所述蜂窝体(1)、上层板(2)和下层板(3)的材料均为Ni基高温合金、Fe基高温合金、Ni-Fe基高温合金、Co基高温合金或Nb基高温合金，所述陶瓷板(7)的材料为SiO2、Al2O3纤维增强材料或Al2O3复合材料，所述外壳(6)为Al2O3时，所述相变材料(4)为Al-Si合金，所述外壳(6)为SiO2、ZrO2或Al2O3时，所述相变材料(4)为LiF。
2. 根据权利要求1所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述每个正六边形蜂窝胞元(1-1)的壁厚为0.05-0. lmm，每个正六边形蜂窝胞元(1_1)的边长为2-10mm。
3. 根据权利要求1或2所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述蜂窝体(1)的高度为2-20mm。
4. 根据权利要求3所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述陶瓷板(7)的厚度为0. l-20mm。
5. 根据权利要求4所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述上层板(2)的厚度为0. 1-0. 4mm。
6. 根据权利要求3所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述下层板(2)的厚度为0. 1-0. 4mm。
7. 根据权利要求1所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述下层板(3)的上表面与蜂窝体(1)的下表面固接的形式为焊接。
8. 根据权利要求1所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述蜂窝体(1)的上表面与上层板(2)的下表面固接的形式为焊接。
9. 根据权利要求1所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述陶瓷板(7)的下表面与上层板(2)的上表面固接的形式为焊接。
10. 根据权利要求1所述用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，其特征在于所述陶瓷板(7)的下表面与上层板(2)的上表面固接的形式为无机胶粘接。
全文摘要
用于热防护系统的金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板，它涉及一种金属蜂窝结构与陶瓷结合的盖板。本发明的目的是解决现有热防护系统中使用陶瓷防热瓦存在质脆、易脱落、吸水、不防雨、易变形及金属材料不利于间隙的密封以及热防护系统在飞行器表面加热时热量滞留在热防护系统中较少且热量大量向飞行器机体传递的问题。下层板与蜂窝体固接，蜂窝体的每个蜂窝胞元为正六边形，每个正六边形蜂窝胞元内填充有装在外壳内的相变材料，蜂窝体与相变材料及外壳组合构成蜂窝层，蜂窝体与上层板固接，陶瓷板与上层板固接。本发明用于飞行高度在30千米到100千米，飞行速度在3马赫数到15马赫数的一次性或可重复使用的高超声速飞行器的热防护。
文档编号B32B15/04GK101791880SQ200910312
公开日2010年8月4日 申请日期2009年12月30日 优先权日2009年12月30日
发明者何飞, 史丽萍, 孙跃, 曾岗, 李明伟, 赫晓东, 赵轶杰 申请人:哈尔滨工业大学