一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构的制作方法

本发明涉及一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构，属于飞行器热防护技术领域。

背景技术：

在未来航天飞行器外形设计上，低阻力的尖锐前缘取代钝化前缘将成为必然趋势。飞行器在高超声速飞行时，由于空气粘性作用，物面边界层内的气流产生了强烈的摩擦，其结果使气体的动能不可逆的转变为热能，加之前缘半径很小，在前缘部位产生非常很强的气动加热。尖锐前缘外形飞行器在气动性能上有着较大优势，但会带来热流密度大、防热困难的难题。

钝头体技术和烧蚀热防护理论曾为解决飞行器再入过程中的热障问题起到了极为重要的作用，但钝头体技术是以牺牲飞行器的气动性能来减小气动热，烧蚀热防护造成大外形变化也将会严重影响飞行器气动特性。新型高超声速飞行器为提高升阻比需具有尖锐前缘，并要求保持良好的气动外形，这对飞行器的防热提出更为苛刻的要求，传统防热方式已无法满足尖化前缘防热需求，具体体现在以下三个方面：

1、针对舵/翼前缘等部位热流密度大的问题，一般采用烧蚀带走热量的方式进行热防护，发生烧蚀后飞行器的气动外形发生变化，前缘半径变大，飞行器升阻比明显降低，给气动力的计算和飞行器的精确控制带来很大困难，不能够再重复使用。

2、飞行器服役过程中往往在端头、前缘等部位承受极端热力环境，而大面积、背风区等所受环境则较为缓和，此种条件造成的飞行器表面温度不均、局部高热等热分布特点，给飞行器防热结构设计带来了较大困难，限制了材料的选用、降低了防热结构设计的质效比。

3、为适应未来飞行器的长时间飞行，防热结构需具有长时间隔热的功能，而传统防隔热方案实现长时间隔热需要相应地增加厚度和重量，制约了飞行器轻质化的设计要求。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构，使飞行器气动外形变化小，保持飞行器高升阻比的气动特性，解决了飞行器局部高热带来的材料失效问题，避免了温度极端分布，实现了长时间隔热。

本发明的技术解决方案是：一种与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构，包括热疏导装置和耐烧蚀材料，所述耐烧蚀材料包覆粘接在热疏导装置外围；

所述热疏导装置包括冷却面板、脉动热管组和相变蓄冷箱；

冷却面板为与飞行器外层防热层相匹配的金属薄板且固定安装在飞行器外层防热层的内表面；相变蓄冷箱固定安装在冷却面板的内表面且位于飞行器的大面积或背风区；

脉动热管组包括若干个并排的脉动热管，脉动热管组固定连接在冷却面板的内表面，每个脉动热管均分为蒸发段和冷凝段，蒸发段位于飞行器前缘或端头，冷凝段位于相变蓄冷箱内，且每个脉动热管自成回路。

耐烧蚀材料包括内外两层，内层靠近热疏导装置，材料为柔性泡沫；外层材料为高导热碳/碳。

耐烧蚀材料外层厚度为8-10mm，内层厚度不小于5mm。

耐烧蚀材料外层的高导热方向与热载荷方向相同。

相邻脉动热管的间隔不大于单个脉动热管内径的一半。

冷却面板、脉动热管组和相变蓄冷箱的材料均为铌合金，脉动热管组与冷却面板通过焊接的方式固定连接，相变蓄冷箱与冷却面板通过焊接的方式固定连接。

相变蓄冷箱同时与飞行器端框固定连接。

每个脉动热管内部均填充碱金属工质，充液率为30％～45％，脉动热管的压力不低于2mpa。

相变蓄冷箱内部填充alsi12相变材料，体积填充率为30％～40％。

所述主动热防护结构设置在飞行器尖锐前缘处。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明将耐烧蚀材料与热疏导装置相结合，作为飞行器尖锐前缘主动热防护结构，减少烧蚀或不发生烧蚀，使飞行器的气动外形变化小，保持较好的气动特性，方便气动力的计算和飞行器的精确控制，更好地实现飞行器功能。

(2)本发明脉动热管组和高导热碳/碳均能将高温疏导到低温区，能够明显降低温度差异，消除了飞行器尖锐前缘处的局部高热，避免了飞行器局部材料失效。同时将飞行器低温区作为脉动热管冷端，实现内部温度平衡。既解决了飞行器局部高热带来的材料失效问题，又避免了温度极端分布，在不增加厚度和重量的前提下实现了长时间隔热。

(3)本发明在具有尖锐前缘的高升阻比飞行器尖锐前缘等热载严重区域采取脉动热管、相变蓄冷等措施，有效降低了该区域的结构最高温度，获得了一种能够提高尖锐前缘等高热载区域热承载能力的有效途径。

(4)本发明热疏导装置采用冷却面板，将脉动热管和相变蓄冷箱采用焊接的方式连接成为一个整体组件，减少了装置的零部件数量和复杂程度，便于在飞行器上的安装；相变蓄冷箱除了与冷却面板相连接之外，还与飞行器端框固定连接，提高了装置的安装稳定性。

(5)本发明热疏导装置中的脉动热管并排排列成脉动热管组，并保证间距不大于脉动热管管径的一半，有效保证了装置的冷却效率。

(6)本发明热疏导装置的脉动热管内部充装具有较高相变潜热的碱金属工质，保证热管在受热后发生工质的相变和循环；工质充液率过低易发生烧干现象、过高会造成脉动微弱，40％～50％的充液率能够保证脉动热管较好的传热效果。

(7)本发明热疏导装置的相变蓄冷箱能够对脉动热管冷凝段进行冷却，其中填充的alsi12相变材料具有较高的相变温度和相变潜热，能够进一步提高整个装置的冷却效率。

(8)本发明耐烧蚀材料外层厚度为8-10mm，内层厚度不小于5mm，外层的高导热方向与热载荷方向相同，可在脉动热管的基础上进一步增加结构的热量疏导性能。

附图说明

图1为与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构示意图；

图2为热疏导装置示意图；

图3为脉动热管截面示意图。

具体实施方式

具有尖锐前缘的高升阻比飞行器是未来导弹武器发展的重要方向，此类飞行器在飞行过程中要承受长时间高热流的持续加热，在特殊部位(如飞行器端头和舵/翼前缘)还要经受局部超高热流加热，致使不同部位的温度分布极其不均匀，这种苛刻的热环境对传统热防护结构提出了严峻的挑战。本发明提出了一种主动热防护结构，将作为主动热防护方式的脉动热管与耐烧蚀材料相结合、布置在飞行器舵/翼前缘等尖端前缘位置，能够有效提高热防护效果、减小烧蚀带来的外形变化、解决尖锐局部的热防护问题，为未来高升阻比飞行器防热设计提供了一种新的思路和方法。

脉动热管是一种疏导式的高效主动防热型式，通过工质脉动压力波进行热能转化，脉动热管蒸发段受热后，部分工质蒸发产生汽泡，此时蒸发段与冷凝段产生压力差，从而提供了工质流动的驱动力。在此驱动力的作用下，形成了工质在蒸发段和冷凝段之间的局部震荡流动和脉动热管整体的循环流动。流动的工质同时以显热和潜热的形式将热量从蒸发段传递到冷凝段，实现热量的传递。将脉动热管与耐烧蚀材料相结合，形成耦合式的脉动热管主动热防护结构，实现高超声速飞行器高热载区的热防护，减小烧蚀带来的外形变化、解决长时间隔热等热防护问题。

下面结合附图和实施例对本发明作进一步说明。

图1为与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构示意图，与耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构包括热疏导装置1和耐烧蚀材料2，耐烧蚀材料2包覆在热疏导装置1外围，耐烧蚀材料2包括内外两层，内层靠近热疏导装置1，材料为柔性泡沫；外层材料为高导热碳/碳。耐烧蚀材料2外层厚度为8-10mm，内层厚度不小于5mm。耐烧蚀材料2外层的高导热方向与热载荷方向相同。

图2为热疏导装置1布置示意图，热疏导装置包括冷却面板11、脉动热管组12和相变蓄冷箱13，冷却面板与耐烧蚀材料2粘接成一体，脉动热管组12与冷却面板11焊接相连，相变蓄冷箱13与冷却面板11焊接相连、并与飞行器端框固定，脉动热管12伸入相变蓄冷箱13。

具体地，冷却面板11为与飞行器外层防热层相匹配的金属薄板且固定安装在飞行器外层防热层的内表面；相变蓄冷箱13固定安装在冷却面板的内表面且位于飞行器的大面积或背风区；

脉动热管组12包括若干个并排的脉动热管，脉动热管组12固定连接在冷却面板的内表面，每个脉动热管均分为蒸发段和冷凝段，蒸发段位于飞行器前缘或端头，冷凝段位于相变蓄冷箱13内，且每个脉动热管自成回路。

采用脉动热管将热量由飞行器端头或舵、翼等尖锐前缘热载严重的区域向大面积、背风面低温区疏导，并采用相变蓄冷箱13对脉动热管组12进行进一步冷却。相邻脉动热管的间隔不大于单个脉动热管内径的一半。冷却面板11、脉动热管组12和相变蓄冷箱13的材料均为铌合金。每个脉动热管内部均填充碱金属工质，充液率为30％～45％，脉动热管的压力不低于2mpa。相变蓄冷箱内部填充alsi12相变材料，体积填充率为30％～40％。

图3为脉动热管截面示意图，脉动热管与冷却面板焊接相连。图中d表示脉动热管外径，可依据飞行器前缘半径调整；d表示脉动热管内径，可依据飞行器内腔结构形式调整、但不小于1mm；h表示冷却面板厚度，可依据飞行器内腔结构形式调整；相邻脉动热管间距为d/2。

实施例：

选取典型高超声速飞行器相似几何模型，选取典型飞行工况，针对舵、翼前缘等局部结构进行数值模拟和风洞试验，获得尖锐前缘部位的表面热环境分布规律。以数值模拟和地面试验结果为依据，开展热防护结构设计，进行“启动”及“稳定”状态下的热、力学仿真，具体给出耐烧蚀材料防热性能及结构尺寸、脉动热管工质特征及管路布置参数，形成耐烧蚀材料耦合的脉动热管主动热防护结构方案。

具体设计为：冷却面板厚度1mm，相邻脉动热管间距为d/2，d为脉动热管内径，该值取2mm。脉动热管外径取5mm。耐烧蚀材料外层厚度为10mm，内层厚度为6mm。每个脉动热管内部填充碱金属工质，充液率为35％，脉动热管的压力为2.2mpa。相变蓄冷箱内部填充alsi12相变材料，体积填充率为38％。

开展地面试验，验证热防护结构的可行性和热防护效果。根据高升阻比飞行器的飞行条件，设计地面试验。在最高2mw/m²的热载荷条件下，试验持续500s，安装热防护结构的飞行器样件表面未发生烧蚀、结构完好无损坏，表面最高温度不高于1500℃。试验验证了本发明适用于具有尖锐前缘的高升阻比飞行器，在模拟的飞行条件下能够保持飞行器外形完好、无变化，解决了尖锐前缘的热防护难题，保持飞行器的高升阻比的气动特性，解决了飞行器局部高热带来的材料失效问题，避免了温度极端分布，实现了长时间隔热。

本发明未详细描述内容为本领域技术人员公知技术。