本发明属于高超速飞行器热防护技术领域，涉及一种飞行器姿控喷管防热导流一体化装置，适用于高马赫数、大攻角再入飞行器姿控系统热防护。
背景技术：
高超声速、大攻角再入飞行器(一般指飞行速度超过Ma5，再入攻角大于30°的飞行器)由于飞行器飞行马赫数高，且跳跃滑翔机动飞行，具有较强的机动性和突防能力，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，已成为目前国内外武器与航天器发展的主要方向。
姿控系统对飞行器进行姿态控制，一般的飞行器姿控系统在高空工作，高空大气密度较小，姿控系统的气动热环境较为缓和，无需对姿控系统进行热防护。对于再入类飞行器采用姿控控制系统，在低空稠密大气层飞行时，飞行器面临较为严酷的气动加热，飞行器典型部位热流密度峰值达到2.8MW/m2，总加热量为60MJ/m2。大攻角飞行时，姿控系统发动机喷管暴露在自由来流中，流线直接作用到姿控发动机上，导致姿控发动机喷管的热环境较为严酷，温度高达1700℃，超出900℃温度的设计要求。
为保证高超声速、大攻角再入飞行器姿控动力系统的安全工作，需要对姿控喷管进行热防护设计，因此，寻求合理可行、经济高效、设计巧妙的热防护体系是高超声速、大攻角再入飞行器姿控动力系统要解决的关键问题。
技术实现要素：
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供一种适用于高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其对姿控发动机整体均设计了热防护，本发明装置其能满足高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统严酷气动加热条件下姿控动力系统的热防护。
为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈、导流筒、防热罩外防热层、姿控防热罩，底盖板防热层以及底盖板，
其中，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板防热层铺设在底盖板上，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，姿控防热罩外还包套有防热罩外防热层，在姿控防热罩和防热罩外防热层上的对应于姿控发动机喷管处均设置有导流口，导流口处安装有导流筒，在导流筒和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈。
进一步的，所述气凝胶协调圈为形状相同的两瓣，将两瓣气凝胶协调圈对合设置在导流筒与姿控发动机机喷管之间，以呈环状包覆在姿控发动机喷管上，所述气凝胶协调圈的材质为二氧化硅气凝胶，在所述气凝胶协调圈成型后再在该气凝胶协调圈外表面缠绕一层无碱玻璃布。
进一步的，所述导流筒材质为高硅氧酚醛树脂。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
本发明装置将整个姿控发动机采用底盖板防热层、姿控防热罩以及防热罩外防热层包套住，还设置了导流口，并在导流口设置了导流筒，导流筒对高温气体进行引导，防止其灼伤姿控发动机喷管。通过增设各种防热层以及设计导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，防止其受高温影响，提高了姿控系统工作的可靠性。
附图说明
图1是本发明实施例的喷管防热导流一体化装置结构示意图。
在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：
1－姿控发动机，2－气凝胶协调圈，3－导流筒，4－防热罩外防热层，5－姿控防热罩，6－底盖板防热层，7－底盖板。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明的高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，用于给姿控发动机系统提供热防护。本发明的高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置包括底盖板，底盖板防热层、姿控发动机、姿控防热罩、防热罩外防热层，导流筒以及气凝胶协调圈。其中，底盖板为承力结构，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板上设计有底盖板防热层，底盖板防热层为非金属防热材料，底盖板防热层和防热罩外防热层一起构成整个防热系统。
本发明对于姿控发动机喷管部分单独设计防热结构，具体的，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，将姿控发动机完全包覆，并且，在姿控防热罩上的对应于姿控发动机喷管的位置处开设有导流口，导流口引导高温高压气流按照预想的路径喷出，不会灼烧姿控发动机的喷管，不影响发动机工作。防热罩外防热层铺设在姿控防热罩上，进一步保证姿控发动机喷管部分不受高温气流影响。
本发明中，在姿控防热罩导流口处安装有导流筒，导流筒采用非金属防热材料制备，该非金属防热材料可以为玻璃钢，玻璃钢为高硅氧酚醛树脂，设置导流筒既能对姿控发动机喷出的高温气流起到导流作用，又能对姿控发动机喷管进行热防护以防止高温气流直接吹到姿控发动机喷管上。在导流筒与姿控发动机机喷管之间填入一圈低密度的气凝胶协调圈，气凝胶协调圈具有两大作用：一是防止高温气流通过导流筒与姿控发动机喷管之间的间隙进入姿控防热罩内部，二是对姿控发动机喷管的工作震动提供缓冲，气凝胶为柔性材料，能够保护姿控喷管不会因为震动碰撞出现损坏。
本发明的一种适用于高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化结构，可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，提高了姿控系统设计的可靠性。经过防热仿真分析，本发明的喷管防热导流一体化结构能够起到较好的热防护作用，可保证姿控发动机始终处在工作环境温度内，能满足总体指标要求。
图1是本发明实施例的喷管防热导流一体化装置结构示意图，如图1所示，本发明用于高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈2、导流筒3、防热罩外防热层4、姿控防热罩5，底盖板防热层6以及底盖板7。
其中，姿控发动机1安装在底盖板7上，底盖板防热层6铺设在底盖板7上，姿控防热罩5倒扣在底盖板防热层6上，姿控防热罩5外还包套有防热罩外防热层4，在姿控防热罩5和防热罩外防热层4上的对应于姿控发动机喷管(也即为姿控发动机出口)处设置有导流口，导流口处设置有导流筒3，在导流筒3和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈2。
其中，气凝胶协调圈2为形状相同的两瓣，安装时候，将两瓣气凝胶协调圈2对合设置在导流筒与姿控发动机机喷管之间，以呈环状包覆在姿控发动机喷管上。气凝胶协调圈的材质为二氧化硅气凝胶，在工程实践中，可用粘接方式将其拼装到姿控发动机喷管上，再用一圈细铁丝箍紧，在所述气凝胶协调圈成型后再在该气凝胶协调圈外表面缠绕一层无碱玻璃布。姿控发动机1安装到位后，姿控防热罩5及防热罩外防热层4从上往下扣在底盖板防热层6上并安装固定；将导流筒3沿着姿控发动机喷管轴线方向套入防热罩导流口处并固连，即完成喷管防热导流一体化结构安装。
本发明装置将整个姿控发动机采用底盖板防热层、姿控防热罩以及防热罩外防热层包套住，还设置了导流口，并在导流口设置了导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，提高了姿控系统工作的可靠性。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。