一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构的制作方法

本发明涉及一种舵轴疏导式防热结构，属于高超声速飞行器热防护技术领域。

背景技术：

高超声速飞行器在飞行过程中，当舵轴受到直接气动加热时，由于舵轴曲率半径较小，而且在舵面与机体的间隙处存在缝隙干扰效应，暴露外部的舵轴表面在缝隙处很小的区域内会出现局部的高热流区域，使舵轴的局部出现高温“热点”，最高温度甚至可能超过高温合金材料的许用温度，同时局部较大的温度梯度会在舵轴处造成很大的热应力，对舵轴的高温强度提出了很大挑战，这一问题对于全动舵而言尤为严重。现有高超飞行器主要采用C/C、C/SiC等复合材料制备舵轴以保证其防热性能，然而，复合材料存在氧化问题，且对制备工艺要求高，成本也较高；金属材料舵轴具有良好的承力特性和较高的损伤宽限，可靠性高，在可重复使用性能方面具有更好的性能，但和复合材料相比，使用温度较低；通过复合材料防隔热结构与金属连接结构的组合结构需要解决不同材料的热匹配问题，且对舵的布局和结构形式有一定限制，造成舵结构复杂化，影响可靠性。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：为解决现有技术中存在的不足，本发明提供一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构。

本发明的技术解决方案是：一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构，将舵轴设计成中空结构，其中空腔的上表面位于舵轴安装缝隙之上且与舵面之间通过隔热层隔开，下表面位于机体内部，且下表面与舵机之间通过相变材料或者热沉隔开；空腔的侧壁设置与舵轴母线平行的槽道，毛细芯焊接在槽道表面，空腔内填充工质，通过空腔内工质相变与扩散，将舵轴缝隙处气动加热的热量疏导至整个空腔的内壁；舵轴位于机体内部部分以及舵面部分外表面设置隔热层。

槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距结合毛细芯满足液体在槽道内的毛细力大于工质回流的阻力。

槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距结合毛细芯满足传热过程中，在舵轴缝隙处的工质连续。

在满足结构强度及刚度的前提下，槽道宽度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，间距小于2mm。

所述的毛细芯的组合形式至少包括不同目数的两层毛细芯，其中目数低的毛细芯位于外表面。

通过下述步骤确定结构的相关尺寸：

第一步，假设无槽道时，根据高超声速飞行器的工作环境，计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；

第二步，初始化槽道及毛细芯参数，即槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距t，毛细芯的目数和组合形式；

第三步，建立满足槽道及毛细芯参数的中空舵轴传热传质分析模型进行仿真，根据舵轴缝隙处的气动载荷条件，计算中空舵轴空腔表面的温度分布；

第四步，根据得到的温度分布，判断中空舵轴位于机体内部部分以及位于舵面部分的温度是否满足设计要求，若满足，则当前槽道及毛细芯参数以及空腔壁厚为最终的设计参数；否则转下一步；

第五步，判断仿真过程在舵轴缝隙处的工质是否连续，若连续，则减小槽道间距t，从第三步重新执行；若不连续，则减小槽道宽度w或者增大毛细芯的目数或者增加毛细芯的组合层数，从第三步重新执行。

当减小槽道间距时，根据当前槽道参数，根据高超声速飞行器的工作环境，重新计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；根据此空腔壁厚执行第三步。

所述的第二步中的初始化参数在如下范围内选取：槽道宽度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，间距小于2mm，毛细芯目数100-500目。

所述的工质采用碱金属。

舵轴腔体材料选用镍基高温合金，毛细芯材料选用不锈钢材料。

本发明与现有技术相比有益效果为：

(1)本发明采用具有高导热能力的高温热管结构将舵轴缝隙处局部高热流区的热量快速疏导至舵轴管壁的其他大面积区域以及热沉结构(或通过机体内部相变材料吸收)，从而可以实现舵轴的等温化，有效降低舵轴缝隙处的局部高温和温度梯度，使得舵轴的缝隙处的最高温度控制在金属材料的可靠工作范围之内，同时改善舵轴的热应力分布，保证飞行过程中舵轴的使用强度。

(2)能够实现舵轴结构防热、承载功能的一体化，满足低成本、高可靠性、可重复使用的要求，具有广阔的发展前景。

(3)舵轴空腔内部采用槽道与毛细丝网的组合形式，提供工质回流的并联路径，增强工质连续回流的能力。

(4)采用目数不同的毛细芯丝网交替叠合组成多层结构，增大丝网层间毛细力作用，提高工质回流能力。

(5)多层毛细芯丝网结构外表面为目数较低丝网，硬度较大，利于毛细芯结构与舵轴空腔内壁面紧密贴合。

(6)碱金属工质在高超声速飞行器环境条件下，饱和蒸汽压力较低，降低舵轴空腔结构内壁面工质蒸汽的压力水平。

(7)经研究及工程经验表明，所述镍基高温合金、碱金属与不锈钢丝网有非常好的相容性，确保高的热量疏导性能。

(8)使用镍基高温合金金属结构，工艺性好，可靠度高。

(9)疏导式舵轴位于机体内部端面采用热沉或相变材料以吸收热量，可组织气动加热向机体内部扩散。

附图说明

图1为疏导式舵轴结构示意图；

图2为舵轴内工质流向示意图；

图3a、3b分别为C/SiC舵轴与疏导式舵轴温度三维分布(单位：K)；

图4a、4b分别为C/SiC舵轴与疏导式舵轴外表面母线温度分布曲线(单位：K)。

具体实施方式

下面结合附图及实例详细说明本发明。

图1为本发明提供的疏导式舵轴，用于舵面与机体之间的连接。本发明提供的疏导式舵轴为镍基高温合金制作的腔体式中空舵轴，舵面部分轴壁①、舵面与舵机之间缝隙处舵壁②及机体内部部分轴壁③构成高温热管封闭壳体1，采用高温性能较好且与碱金属工质相容的镍基高温合金材料制作；内表面加工微槽道2并铺设毛细芯3实现毛细效应，用于工质液体回流；壳体内充装碱金属钠4作为热量疏导工质；舵轴外壁面及靠近舵机端面布置隔热层5；舵轴靠近机体内部端面采用热沉或相变材料6吸热。与传统被动式防热结构相比，该热结构具有轻质、均温、高强，适应局部高加热特征、工程化应用前景好等特点。

疏导式舵轴的工作原理如图2所示。在气动加热条件下，舵轴缝隙部分暴露于空气中承受局部气动加热，热量通过管壁传导至热管内部，附近的固态(或液态)碱金属吸热蒸发，并在蒸汽压力作用下向非受热段流动，蒸汽逐渐放热降温并液化凝结为液态，在沟槽及毛细芯内毛细力的作用下回流至加热段。通过碱金属工质的汽化吸热与液化放热，实现了加热端热量向非加热端的快速输运，降低受热端温度和整体温度梯度。

以下通过具体实例论述疏导式舵轴设计流程：

选取碱金属Na作为工质，镍基高温合金GH3044作为轴壁材料，毛细芯材料选用301不锈钢材料。

第一步，根据舵轴设计条件中的气动压力载荷，在满足结构强度及刚度的前提下选取舵轴壁厚参数及槽道参数。此处选取槽道宽度w为0.2mm，深度h为0.4mm，间距为2mm。

第二步，毛细芯选取四层组合形式，由外向内按顺序为100目、300目、100目、300目，其中300目丝网贴近槽道表面。

第三步，建立满足槽道及毛细芯参数的中空舵轴传热传质分析模型进行仿真，根据舵轴缝隙处的气动载荷条件，计算中空舵轴空腔表面的温度分布；

第四步，根据得到的温度分布，判断中空舵轴位于机体内部部分以及位于舵面部分的温度是否满足设计要求，若满足，则当前槽道及毛细芯参数以及空腔壁厚为最终的设计参数；否则转下一步；

第五步，判断仿真过程在舵轴缝隙处的工质是否连续，若连续，则将槽道间距t减小0.2mm，从第三步重新执行；若不连续，则将槽道宽度w减小0.05mm，增大100目毛细芯的目数为200目，从第三步重新执行。

第六步，根据当前参数，根据高超声速飞行器的工作环境，重新计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；根据此空腔壁厚执行第三步。直至第四步得到最终设计参数。

为了进一步说明本发明的优越性，我们开展了传统舵轴结构与疏导式舵轴结构在相同气动加热条件下的温度响应分析。典型热环境下对舵轴结构进行传热计算，得到C/SiC舵轴和采用疏导防热结构的舵轴的三维温度场分布如图3a、3b所示，外母线温度分布曲线如图4a、4b所示。可见，采用疏导防热结构能够大大降低舵轴的最高温度和局部温度梯度，具有良好的防热效果。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。