对峙面板热防护系统及制造该系统的方法与流程

本公开涉及一种用于交通工具的对峙面板热防护系统以及制造所述系统的方法。

背景技术：

可重复使用的运载火箭和高超声速交通工具采用热防护系统来保护主结构、燃料和内部部件抵抗飞行中经受的热负荷。过去已使用热防护系统的各种架构，包括烧蚀层、集成热结构、相变材料及各种其它寄生系统，包括寄生对峙面板系统、结合式瓷砖、隔热毯和氧化物CMC包裹的瓷砖。

前述寄生对峙面板构造已使用高温合金金属蜂窝面板或非氧化物层压面板，作为构成交通工具的暴露表面的结构元件。所述面板通常用金属紧固件附接至对峙支架，紧固件被安装成使得它们不暴露于所述表面以避免因暴露于高温而造成的结构问题。这需要接入插头或类似特征被集成在面板中，或者需要面板之间的间隙大到足以提供足够的接入来安装紧固件。面板与面板的间隙的密封已在之前用硬复合材料或金属密封件、陶瓷软布密封件或两者的组合来完成。所述密封件通常安装为分离部分，可以制出完整TPS面板阵列挑战的交通工具集成化。此外，高温合金金属蜂窝对峙面板具有有限的耐高温能力，具有约1500°F的峰值温度范围。这使之不适合典型运载火箭的所有区域面积，该区域面积可能经历高达2400°F以上的温度。

诸如应用于航天飞行器上的结合式TPS砖已被证明安装和维修是非常昂贵的。每个砖均是定制件并且需要大量的时间进行安装。另外，这种类型的系统在航班之间需要防水，这是费时而昂贵的。氧化物CMC包裹的砖也需要在航班之间防水以避免由于水的吸收而使重量增加。

过去提出的非氧化物层压对峙面板设计不具有结构效率以与备用的TPS方案竞争。金属蜂窝面板还往往较重，这可能在飞行器及其它飞行交通工具设计中出问题。

由此，在本领域中需要有改进的热防护系统以及安装这样的热防护系统的方法。

技术实现要素：

本公开涉及一种对峙面板热防护系统。所述系统包括夹层面板，所述夹层面板包括：第一陶瓷基体复合面片材(facesheet)和第二陶瓷基体复合面片材。陶瓷基体复合芯部被定位在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间。所述陶瓷基体复合芯部具有周界。所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材延伸超出所述周界，以在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间形成围绕所述陶瓷基体复合芯部的间隙。多个孔被形成为穿过所述夹层面板。所述热防护系统进一步包括：定位在所述间隙中的软商品密封件；多个隔离部件；多个对峙支架；以及多个紧固件，所述多个紧固件能定位成穿过所述多个孔以将所述夹层面板联接到所述多个支架。

所述本公开还涉及一种组装对峙面板热防护系统的方法。所述方法包括将对峙支架附接至基部结构。将多个隔离部件定位在所述对峙支架之间并围绕所述对峙支架。用陶瓷紧固件将夹层面板附接至所述对峙支架。所述夹层面板包括第一陶瓷基体复合面片材和第二陶瓷基体复合面片材。将陶瓷基体复合芯部定位在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间。所述陶瓷基体复合芯部具有周界。所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材延伸超出所述周界，以在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间形成围绕所述陶瓷基体复合芯部的间隙。将多个孔形成为穿过所述夹层面板。将软商品密封件定位在所述间隙中。

本申请进一步涉及一种飞行交通工具。所述飞行交通工具包括：基部结构；以及对峙面板热防护系统。所述热防护系统包括多个夹层面板。每个夹层面板均包括第一陶瓷基体复合面片材和第二陶瓷基体复合面片材。陶瓷基体复合芯部被定位在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间。所述陶瓷基体复合芯部具有周界。所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材延伸超出所述周界，以在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间形成围绕所述陶瓷基体复合芯部的间隙。多个孔被形成为穿过每个夹层面板。所述热防护系统进一步包括定位在每个夹层面板的所述间隙中的软商品密封件。多个隔离部件被定位在每个夹层面板和所述基部结构之间。多个对峙支架被定位在每个夹层面板和所述基部结构之间，所述对峙支架附接至所述基部结构。多个紧固件被定位成穿过所述多个孔，以将每个夹层面板联接到所述多个支架。

本公开的热防护系统和方法可以提供一个或多个以下益处：减少维护和/或维修成本，增加损伤容限，增加温度能力，减少重量，增加强度重量比，增加结构效率，增加安装容易性，重复使用而不需要重新防水，能够经受高达2400°F的高温同时仍提供足够的强度和刚度性能。

应理解的是，前面的一般性描述和以下详细描述两者均是示例性的且仅是解释性的，并且不限制所要求保护的本教导。

附图说明

并入本说明书中且构成本说明书的一部分的附图图示了本教导的各方面，并且与描述一起用于说明本教导的原理。

图1图示了根据本公开的一个方面的附接至基部结构的热防护系统的夹层面板的立体图，包括用于将夹层面板附接至基部结构的紧固件和支架的分解图。

图2图示了根据本公开的一个方面的图1的夹层面板和紧固件的部分横截面图，包括定位在夹层面板的间隙中的预集成的软商品密封件。

图3A和图3B示出了根据本公开的一个方面的使隔离部件定位在夹层面板和基部结构之间的夹层面板的立体图，包括图3A的定位在间隙外的软商品密封件的视图，并包括图3B的定位在间隙中的软商品密封件的视图。

图4A示出了根据本公开的一个方面的定位成围绕图1的夹层面板中的孔的杯状垫圈紧固件锁定机构。

图4B示出了根据本公开的一个方面的图1的紧固件，其齐平地定位在使杯状垫圈锁定机构接合的热防护系统的最外表面上。

图5示出了根据本公开的一个方面的对峙支架的示意性侧视图。

图6A和图6B示出了根据本公开的一个方面的在每个夹层面板和基部结构之间围绕对峙支架定位的多个隔离部件。

图7A至图7F图示了根据本公开的一个方面的组装对峙面板热防护系统的方法。

图8图示了根据本公开的一个方面的飞行交通工具的立体图。

应当指出的是，附图的一些细节已被简化，并且绘制为便于理解而非保持严格的结构准确性、细节和比例。

具体实施方式

现在将详细地参考本教导，其示例在附图中图示。在图中，相同的附图标记在全文中用于指定相同的元件。在以下描述中，参照形成本文一部分的附图，并且通过图示的方式示出实践本教导的具体示例。因此，以下描述仅仅是示例性的。

本申请涉及一种寄生的对峙面板热防护系统(“TPS”)1，其视图示出在本公开的图1至图7F中。参照图1，TPS 1包括多个夹层面板10。每个夹层面板10均包括第一陶瓷基体复合面片材12和第二陶瓷基体复合面片材14。陶瓷基体复合芯部16定位在第一陶瓷基体复合面片材12和第二陶瓷基体复合面片材14之间。图1所示的陶瓷基体复合芯部16具有暴露周界16A。第一陶瓷基体复合面片材12和第二陶瓷基体复合面片材14延伸超出周界16A，以在第一陶瓷基体复合面片材12和第二陶瓷基体复合面片材14之间形成间隙18。间隙18围绕夹层面板10的整个边缘延伸。软商品密封件20定位在如图2、图3A和图3B所示的间隙中。密封件20围绕夹层面板10的整个周界延伸。

第一陶瓷基体复合面片材12和第二陶瓷基体复合面片材14可以包括任何合适的氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料。合适的氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料是本领域中公知的。在一个实施方式中，所述材料是在碳化硅基体内包括碳化硅纤维、碳纤维或两者的非氧化物基体复合材料。陶瓷基体复合芯部16还包括任何合适的氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料。例如，所述材料还可以是在碳化硅基体内包括碳化硅纤维、碳纤维或两者的复合材料。用于面片材和芯部的陶瓷基体复合材料可以是相同类型的材料(例如，两者为氧化物CMC或两者为非氧化物CMC)或不同类型的材料。

在一个示例中，包括面片材和陶瓷基体复合芯部的夹层面板10采取C/SiC(例如，碳化硅基体中的碳纤维)或SiC/SiC(例如，碳化硅基体中的碳化硅纤维)构架芯部面板的形式。与备用对峙面板设计相比，这样的面板可以提供增加的结构效率和温度能力。这样的面板的示例是本领域中公知的。

软商品密封件20包括选自氧化铝、二氧化硅、碳纤维或碳化硅纤维(织成期望的密封结构)的至少一种材料。合适的软商品密封件一般是本领域中公知的。这样的密封件的示例包括NEXTELTM编织的软商品密封件衬底，其包括填充有氧化铝纤维棉絮隔离件的编织陶瓷织物。软商品密封件20能够经受例如2400°F的高温，同时防止或减少等离子流向密封件下方的区域。软商品密封件20还具有当面板经历热膨胀时对变形足够的依从性。软商品密封件20可以在组装热防护系统之前以任何合适的方式预集成到间隙18中。例如，软商品密封件可以缝到间隙18中的合适位置，或者通过压配合保持到位。

夹层面板10可以使用适合高温应用的紧固系统紧固到任何期望的基部结构。参照图1和图7E，多个紧固件24能定位成穿过多个孔22，以将夹层面板10联接到多个对峙支架26，所述多个孔22穿过夹层面板而形成。对峙支架26定位在每个夹层面板10和附接有TPS的基部结构28之间。例如，对峙支架26可以附接至基部结构28；并且多个紧固件24可以定位成穿过多个孔22，以将每个夹层面板10联接到多个支架26。以这种方式，对峙支架26可以用于将夹层面板10联接到基部结构28，使得夹层面板10与基部结构间隔开期望距离D。

可以采用任何合适的紧固件24，其中一个示例包括螺栓24A、垫圈24B、螺母24C和螺母保持器24D，如图1所示。螺母保持器24D用于在组装热防护系统期间将螺母保持在适当位置。螺母保持器24D可以诸如通过将螺母保持器24D附接至对峙支架26以任何合适的方式保持到位。

多个紧固件24和对峙支架26可以由能够提供期望结构支撑的任何合适的高温材料制成，以在基部结构28上将夹层面板10保持到位。合适的材料包括诸如氧化铝的陶瓷和高温金属材料。可以选择陶瓷紧固件材料，以能够经受极端环境而不需要面板插头或其它特征来保护紧固件。例如，所述材料可以能够经受飞行交通工具在再入地球大气层和/或以高超音速时经历的高温而不显著劣化性能或过度热膨胀。在一个示例中，紧固件24A、24B、24C和对峙支架26包括诸如氧化铝的陶瓷材料，并且螺母保持器24D由(如下面描述的)高温金属制成。可以用于紧固件24A、24B和24C的陶瓷材料的一个示例是由Greeenleaf生产的WG-300，其为晶须增强的氧化铝陶瓷基体复合材料。螺母保持器可以由任何合适的高温金属制成，诸如由Haynes International生产的HAYNES 282，其为镍高温合金金属材料。

如图2所示，增强陶瓷基体复合插入件36可以定位成围绕夹层面板10中的多个孔的每个孔，以增强孔22、反抗负荷和/或将负荷分布到面片材12、14。一般来说，增强插入件用于低温聚合物基体复合材料中是已知的。然而，增强插入件供在本公开的夹层面板10中采用的陶瓷基体复合材料使用是未知的。增强插入件提供上述的增强，这允许紧固件24将夹层面板10保持到位，同时提供紧固件的容易进入，并且由于紧固件24定位成与夹层面板10的外表面(如下面描述)齐平而仍实现相对平滑的外表面。例如，增强陶瓷插入件36包括采取陶瓷基体复合(“CMC”)材料形式的陶瓷纤维(例如，碳化硅纤维或碳纤维)，其可以提供期望的增强性能。在一个示例中，陶瓷插入件36可以由与陶瓷基体复合芯部相同的材料制成，并且可以共固化或铺放在面板芯部中。术语“铺放”意味着在生产复合部件的过程中，插入件可以在相同制造过程中制造为面板的一部分，与在单独时间的机械安装相反。在一个示例中，插入件36可以是二维(2D)或三维(3D)层压件。陶瓷插入件36可以具有任何合适的形状或大小，这将提供孔22的期望增强。例如，插入件36可以具有柱形或“盘状”形状，直径范围从约1英寸到约5英寸，诸如约2英寸到约3英寸。插入件可以成形为接受紧固件，使得紧固件在如图4B所示的热防护系统的最外表面上齐平。

参照图4A，杯状垫圈锁定机构38可以定位成围绕夹层面板中的多个孔中的每个孔。杯状垫圈锁定机构可以包括翼片40，翼片40折叠到如图4B所示的紧固件24A的头上的凹槽中。这可以防止紧固件旋转，从而在孔22中变松动。这样的杯状垫圈锁定机构一般是本领域中公知的。

对峙支架26可以设计成弯曲的以容纳面板的热膨胀，同时保持足够的强度和刚度以对抗发射期间和飞行中的高负荷经历。对峙支架26可以以任何期望的方式定位。然而，与图1所示类似地定向对峙支架26，使得面板热膨胀具有使支架弯曲的倾向以减小角度A和B(如图5所示)，可以减少对峙支架的层间拉伸失效的可能性。

参照图6A和图6B，多个隔离部件30、32可以围绕每个夹层面板10和基部结构28之间的对峙支架26定位。隔离部件30、32可以定位成与面片材12热连通。隔离部件可以吸收热量并减少因热事件造成的基部结构28的温度增加，从而提供期望的热防护。

可以采用耐吸水性并且可以经受高温同时提供期望的隔离性能的任何合适的隔离部件。作为示例，隔离部件30、32中的每个均包括填充有隔离材料33的防水袋31。防水袋可以包括金属箔，诸如能够经受极端温度的高温合金。这样的金属材料的一个示例是箔，其为包括镍、铬、奥氏体和一种或多种其它成分的高温合金。所述袋可以具有一个或多个出口34，以减少和/或防止加压。袋中的隔离材料33可以是相对较低密度的隔离材料，例如，密度为约1磅到约10磅/立方英尺，诸如约3到约6磅/立方英尺(pcf)的棉絮。虽然在图6A中图示了五个隔离部件，但取决于夹层面板10和隔离部件本身两者的大小和形状，可以采用任何合适数量的隔离部件。

参照图7A至图7F，本申请还涉及一种组装对峙面板热防护系统的方法。所述方法包括将对峙支架26附接至基部结构28，如图7A所示。将多个隔离部件30、32定位在对峙支架26之间并围绕对峙支架26，如图7B、图7C和图7D所示。用紧固件24将夹层面板10附接至对峙支架26，如图7E所示，将软商品密封件20定位在间隙18中，如上所述并关于图3A和图3B所示。本文中描述的任何夹层面板10都可以在本公开的方法中采用。紧固件24可以张紧，然后使用如上所述的杯状垫圈锁定机构38锁定到适当位置。一旦完成，完整的热防护系统就包括夹层面板10阵列，如例如图7F所示，将夹层面板10阵列附接至例如飞行交通工具的基部结构28，以形成其外表面。

参照图8，本公开还涉及一种飞行交通工具50。所述飞行交通工具可以包括交通工具主体基部结构和本公开的联接到基部结构的任何对峙面板热防护系统1。例如，所述飞行交通工具可以是火箭、飞行器或宇宙飞船，诸如可重复使用的宇宙飞船。夹层面板10和定位在每个夹层面板10与交通工具主体基部结构之间的多个隔离部件可以保护飞行交通工具，以防诸如可能在再入地球大气层时或在高超音速飞行期间发生的极端的热事件。

如可以参见图1和图8理解的，每个夹层面板10(图1中示出)的第二陶瓷面片材14提供飞行交通工具的最外表面部52(图8中示出)。用于每个夹层面板10的多个紧固件24能在飞行交通工具的最外表面部52处从外部接近，如图4B所示。

从面板的最外表面安装紧固件的能力可以减少安装时间和/或更换时间及成本。传统上，将TPS系统附接至交通工具结构的紧固件隐藏在所述表面的下面以避免暴露于高温。这需要用于覆盖紧固件的面板中的进入特征(诸如插头或插入件)，该进入特征集成到系统中可能是复杂的。替代方法涉及提供面板之间的紧固件的进入，可以集成坚固密封概念挑战。通过提供从外表面进入的紧固件，本公开的TPS系统简化了安装，可以提高总体系统可靠性和/或减少安装、维护和维修成本。使用如上所述的预先安装的密封件20可以进一步简化安装，因为密封件20安装为与夹层面板预集成的部件。这除去了在替代设计中已证明挑战性的额外安装步骤。本公开的面板设计还可以消除或减少对例如在一些应用中防水的某些材料的需要。

尽管阐述本公开的宽广范围的数值范围和参数为近似值，但是在具体示例中阐述的数值尽可能精确地提出。然而，任何数值固有地含有必然从在其相应测试测量中发现的标准偏差产生的某些误差。而且，本文中公开的所有范围都应理解为涵盖其中包含的任何和所有子范围。

此外，本公开包括根据以下条款的实施方式：

条款1、一种对峙面板热防护系统，所述对峙面板热防护系统包括：

夹层面板，所述夹层面板包括：第一陶瓷基体复合面片材和第二陶瓷基体复合面片材、定位在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间的陶瓷基体复合芯部，所述陶瓷基体复合芯部具有周界，所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材延伸超出所述周界，以在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间形成围绕所述陶瓷基体复合芯部的间隙；以及形成为穿过所述夹层面板的多个孔；定位在所述间隙中的软商品密封件；多个隔离部件；多个对峙支架；以及多个紧固件，所述多个紧固件能定位成穿过所述多个孔以将所述夹层面板联接到所述多个支架。

条款2、根据条款1所述的系统，其中，所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材包括选自氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料中的至少一种材料。

条款3、根据条款1所述的系统，其中，所述陶瓷基体复合芯部为构架芯部，所述构架芯部包括选自氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料中的至少一种材料。

条款4、根据条款1所述的系统，其中，所述软商品密封件包括编织陶瓷织物和氧化铝纤维棉絮隔离件。

条款5、根据条款1所述的系统，其中，所述多个对峙支架中的每个均包括陶瓷基体复合材料或高温金属材料。

条款6、根据条款1所述的系统，其中，所述多个紧固件中的每个均包括陶瓷材料。

条款7、根据条款1至6中的任一条款所述的系统，所述系统进一步包括定位成围绕所述夹层面板中的所述多个孔中的每个孔的增强陶瓷插入件。

条款8、根据条款7所述的系统，所述系统进一步包括定位成围绕所述夹层面板中的所述多个孔中的每个孔的杯状垫圈锁定机构。

条款9、一种组装对峙面板热防护系统的方法，所述方法包括：

将对峙支架附接至基部结构；

将多个隔离部件定位在所述对峙支架之间并围绕所述对峙支架；

用陶瓷紧固件将夹层面板附接至所述对峙支架，所述夹层面板包括：第一陶瓷基体复合面片材和第二陶瓷基体复合面片材、定位在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间的陶瓷基体复合芯部，所述陶瓷基体复合芯部具有周界，所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材延伸超出所述周界，以在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间形成围绕所述陶瓷基体复合芯部的间隙；

将多个孔形成为穿过所述夹层面板；以及

将软商品密封件定位在所述间隙中。

条款10、根据条款9所述的方法，其中，所述夹层面板包括定位成围绕所述夹层面板中的所述多个孔中的每个孔的杯状垫圈锁定机构，所述方法进一步包括用所述杯状垫圈将所述紧固件锁定到适当位置。

条款11、根据条款9所述的方法，其中，所述基部结构是选自火箭、飞行器或宇宙飞船之一的对象。

条款12、一种飞行交通工具，所述飞行交通工具包括：基部结构；以及对峙面板热防护系统，所述对峙面板热防护系统包括：多个夹层面板，每个夹层面板均包括第一陶瓷基体复合面片材和第二陶瓷基体复合面片材、定位在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间的陶瓷基体复合芯部，所述陶瓷基体复合芯部具有周界，所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材延伸超出所述周界，以在所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材之间形成围绕所述陶瓷基体复合芯部的间隙；以及形成为穿过每个夹层面板的多个孔；定位在每个夹层面板的所述间隙中的软商品密封件；定位在每个夹层面板和所述基部结构之间的多个隔离部件；定位在每个夹层面板和所述基部结构之间的多个对峙支架，所述对峙支架附接至所述基部结构；以及定位成穿过所述多个孔的多个紧固件，用以将每个夹层面板联接到所述多个支架。

条款13、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，每个夹层面板的所述第二陶瓷基体复合面片材提供所述飞行交通工具的最外表面部，用于每个夹层面板的所述多个紧固件能在所述最外表面部处从外部接近。

条款14、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，所述支架包括第一角度和第二角度，所述支架被定向成使得如果所述夹层面板发生热膨胀，则所述支架弯曲以减小所述第一角度和所述第二角度。

条款15、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，所述第一陶瓷基体复合面片材和所述第二陶瓷基体复合面片材包括选自氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料中的至少一种材料。

条款16、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，所述陶瓷基体复合芯部为构架芯部，所述构架芯部包括选自氧化物陶瓷基体复合材料或非氧化物陶瓷基体复合材料中的至少一种材料。

条款17、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，所述软商品密封件包括编织陶瓷织物和氧化铝纤维棉絮隔离件。

条款18、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，所述多个对峙支架中的每个包括陶瓷基体复合材料或高温金属材料。

条款19、根据条款12所述的飞行交通工具，其中，所述多个紧固件中的每个均包括陶瓷材料。

条款20、根据条款12至19中的任一条款所述的飞行交通工具，所述飞行交通工具进一步包括定位成围绕所述夹层面板中的所述多个孔中的每个孔的增强陶瓷插入件。

虽然本教导已经关于一个或多个实施方式进行了说明，但是可以对说明的示例作出变更和/或修改而不脱离所附权利要求书的精神和范围。另外，虽然本教导的特定特征可能仅关于若干实施方式中的一个进行了公开，但是这样的特征可与可能针对任何给定或特定功能期望和有利的其它实施的一个或多个其它特征组合。此外，在一定程度上，术语“包括(including)”、“包括(includes)”、“具有(having)”、“具有(has)”、“具有(with)”或其变型用在详细描述和权利要求书的任一者中，这样的术语与术语“包括(comprising)”的方式类似，是包容性的。此外，在本文的讨论和权利要求书中，术语“约(about)”表明，列出的值可稍微改变，只要出于本文中描述的期望目的，变更不导致工艺或结构的非一致性即可。最后，“示例性(exemplary)”表明描述作为示例而使用，而非暗示它是理想的。

将认识到，上面公开的变型及其它特征和功能或其替代可组合成许多其它不同的系统或应用。各种目前无法预见或无法预期的替代、修改、变型或改进可随后由本领域技术人员作出，也旨在由以下权利要求涵盖。