一种用于高超声速飞行器的多功能结构装置及其工作方法与流程

本发明涉及高超声速飞行器技术领域，特别是涉及一种用于高超声速飞行器的多功能结构装置及其工作方法。

背景技术：

高超声速飞行器热环境非常恶劣，热防护系统是保障飞行器正常工作的关键系统之一。传统的热防护结构如隔热瓦和隔热毡等，以耐高温材料层、隔热材料层、粘合剂及结构层等组成，通过调节隔热材料层的厚度实现不同气动加热条件下的热防护需求。对于高超声速飞行器而言，为了防止表面大量气动热流进入机体内部，传统热防护结构的规模较大，效率较低。

技术实现要素：

本发明提供了一种用于高超声速飞行器的多功能结构装置及其工作方法，本发明采用较为简易的装置实现热防护、温度控制和供电多种功能，该装置可通过改变尺寸大小应用于不同高超声速飞行器，具有较强的通用性；通过改变供电模块和控温模块的尺寸，调节结构的热电转换效率及控温性能，实现防热/控温/供电多种功能的一体化设计。

为了实现上述任务，本发明采取如下的技术解决方案：

一种用于高超声速飞行器的多功能结构装置，包括依次叠层设置的防热模块、供电模块、控温模块和结构壳体；

所述的供电模块包括由基板隔开的多层温度层，多层温度层按照温度梯度依次排列；温度层包括电极层、外部电路输出端口和p-n型热电材料对，电极层位于p-n型热电材料对的上下端，并采用串联的方式连接每个温度层上的多个p-n型热电材料对形成热电材料串，热电材料串的端部连接外部电路输出端口；

所述的控温模块包括依次叠层设置的隔热材料层和相变材料层，隔热材料层与基板连接，相变材料层与结构壳体连接。

优选地，所述的供电模块包括高温、中温和低温三个温度层，高温热电材料选择ca3co4o9基的p型和sr0.9la0.1tio3基的n型材料，中温热电材料选择pbte系列合金，低温热电材料选择bite合金。

优选地，高温层工作温度范围为800℃以上，中温层工作温度范围为500～800℃，低温层工作温度范围为室温～500℃。

优选地，所述的相变材料层由石蜡微胶囊相变材料和高孔隙率的泡沫铝骨架组成，相变温度为47～64℃。

优选地，所述的防热模块由碳/碳化硅复合材料板组成；所述的结构壳体为钛合金材料板。

优选地，p-n型热电材料对的单个热电材料被隔热材料包裹。

优选地，所述的隔热材料为saffil铝纤维隔热材料；所述的隔热材料层为saffil铝纤维隔热材料层。

优选地，所述的基板为氧化铝陶瓷基板。

优选地，每个温度层上的多个p-n型热电材料对依次阵列排布；

电极层包括热端电极层和冷端电极层，相邻p-n型热电材料对的冷端通过冷端电极层连接，相邻p-n型热电材料对的热端通过热端电极层连接。

用于高超声速飞行器的多功能结构装置的工作方法，包括以下步骤：

当气动热穿过防热模块的耐高温层后进入供电模块，热量主要经热电材料传递下去至控温模块，而隔热材料主要起到隔绝耐防热模块与控温模块之间辐射换热的作用；当气动热流过热电材料，材料件两端产生温差，每一对p-n型热电材料对会输出较大的电压，从而将部分热能转换为电能；

当气动热穿过供电模块后，将进入控温模块，控温模块的隔热材料层进行隔热和调温，相变材料层进行动热储存；

最后，剩余热量进入结构壳体，由结构壳体直接吸收。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

本发明基于热电转换结构作为供电模块，通过添加防热模块、控温模块和结构壳体，形成一种可用于高超声速飞行器复杂气动热环境的防热/控温/供电多功能结构。本发明与现有技术的区别：在防热方面，现有防热结构功能单一，本发明可同时实现防热、控温和供电需求；就供电模块而言，现有的热电发电模块多适用于较窄的温度范围，本发明将高温、中温和低温热电转换技术耦合应用于高超声速飞行器热环境中，可通过调节结构尺寸提高热电转换效率，并利用控温技术，实现供电模块的冷端温度和发电效率的灵活控制；在控温方面，本发明利用相变材料的巨大潜热实现气动热量的储存和冷端温度的控制，结构简单。本发明可一定程度上提高飞行器的总体性能。本发明结构简单实用，可以通过改变结构各模块的尺寸大小，保证满足不同弹道任务下，飞行器不同部位的防热、控温和供电需求，提升热防护结构的效率。

附图说明

图1为本发明结构立体图；

图2为本发明结构的竖向剖面图；

图3为本发明图1中供电模块俯视图。

图中：1—碳/碳化硅复合材料板，2—高温n型热电材料，3—高温p型热电材料，4—隔热材料，5—中温n型热电材料，6—中温p型热电材料，7—低温n型热电材料，8—低温p型热电材料，9—隔热材料层，10—相变材料层，11—钛合金板，12—氧化铝陶瓷基板，13—高温层热端电极层，14—高温层冷端电极层，15—中温层热端电极层，16—中温层冷端电极层，17—低温层热端电极层，18—低温层冷端电极层，19—外部电路输出端口。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施对本发明做进一步详细说明。

如图1、图2和图3所示，本发明一种用于高超声速飞行器的多功能结构装置，具有防热/控温/供电多功能，其由防热模块、供电模块、控温模块、结构壳体组成。防热模块由耐高温碳/碳化硅复合材料板组成；供电模块由高温、中温和低温p型和n型热电材料对，电极层，氧化铝陶瓷基板及saffil铝纤维隔热材料组成，其中热电材料被隔热材料包裹；控温模块由saffil铝纤维隔热材料层和石蜡微胶囊相变材料组成。具体结构为：

供电模块包括由基板12隔开的多层温度层，多层温度层按照温度梯度依次排列；温度层包括电极层、外部电路输出端口19、隔热材料4和p-n型热电材料对，电极层位于的p型和n型热电材料对上下端，并采用串联的方式连接每个温度层上的多个p-n型热电材料对形成热电材料串，热电材料串的端部连接外部电路输出端口19；p-n型热电材料对的单个热电材料被隔热材料4包裹；

控温模块包括依次叠层设置的隔热材料层9和相变材料层10，隔热材料层9与基板12连接，相变材料层10与结构壳体连接。

各模块作用如下：

防热模块是整个结构的最外层盖板，由碳/碳化硅复合材料板组成，处于阻隔气动热的最前线，利用复合材料高强度和耐高温的特性，保证结构的完整性，并利用辐射耗散掉部分气动热量。

供电模块位于防热模块的下面，主要由p和n型热电材料、隔热材料、电极、陶瓷基板组成。每层供电模块的热电材料对的数量根据需要进行设置，排列按照阵列排布，并依次串联。

优选地，整个模块分为高温、中温和低温三层(按照相对温度)，高温热电材料选择ca3co4o9基的p型和sr0.9la0.1tio3基的n型材料，中温热电材料选择pbte系列合金，低温热电材料选择bite合金；隔热材料选择saffil铝纤维，基板选择氧化铝陶瓷材料；高温层最佳工作温度范围为800℃以上，中温层最佳工作温度范围为500～800℃，低温层最佳使用温度范围为室温～500℃。

优选地，相变材料层10相变材料层由石蜡微胶囊相变材料和高孔隙率的泡沫铝骨架组成，相变温度为47～64℃。

优选地，防热模块由碳/碳化硅复合材料板1组成。结构壳体为钛合金材料板11。隔热材料4为saffil铝纤维隔热材料。基板12为氧化铝陶瓷基板。隔热材料层9为saffil铝纤维隔热材料层。

优选地，每个温度层上的多个p-n型热电材料对依次阵列排布；

电极层包括热端电极层和冷端电极层，相邻p-n型热电材料对的冷端通过冷端电极层连接，相邻p-n型热电材料对的热端通过热端电极层连接。

本发明的工作过程如下：

当气动热穿过防热模块的耐高温层后进入供电模块，热量主要经热电材料传递下去至控温模块，而隔热材料主要起到隔绝耐防热模块与控温模块之间辐射换热的作用。当气动热流过热电材料，材料件两端产生温差，基于塞贝克效应，p型材料高温端为负电势，低温端为正电势，而n型材料高温端为正，低温端为负，本发明中p-n材料件的高温端利用导电电极连接，则每一对p-n型热电材料对会输出较大的电压，从而将部分热能转换为电能。

当气动热穿过供电模块后，将进入控温模块。控温模块由saffil铝纤维隔热材料层和相变材料层组成，前者起到隔热和调温的作用，以保证后者处于最佳温度工作范围。相变材料层由石蜡微胶囊相变材料和高孔隙率的泡沫铝骨架组成，石蜡材料相变潜热大且稳定性较好，而泡沫铝骨架能提升材料的力学性能，并使得温度变化更加均匀。相变材料在47～64℃的温度范围内发生固-液相变时，会吸收大量热量，但保持温度不变，因此可将部分气动热储存起来，达到控制结构冷端温度的目的；另外，供电模块的冷端即为控温模块的热端，而热电发电功率与材料两端的温差密切相关，因此，通过设计控温模块的性能还可实现供电模块的温差和供电控制。

最后，剩余热量进入tc4钛合金结构板，由结构板直接吸收。

最终，基于防热模块，该结构可同时实现防热/控温/供电的多种功能。

以下结合具体实施例对本发明进行详细说明。

实施例

如图1、图2和图3所示，热防护模块由碳/碳化硅耐高温材料层1组成。供电模块由高温层的n型热电材料块2、p型热电材料块3，热端电极层13、冷端电极层14，中温层的n型热电材料块5、p型热电材料块6，热端电极层15、冷端电极层16，低温层n型热电材料块7、p型热电材料块8，热端电极层17、冷端电极层18，氧化铝陶瓷基板12，隔热材料4组成。控温模块由隔热材料层9和相变材料层10组成。结构壳体为tc4钛合金材料板11。如图1和图2所示，供电模块中，每个p和n型材料对的热端通过导电电极连接在一起，以形成大的电动势，相邻材料对的p和n型材料件的冷端通过导电电极连接在一起，以将整个供电模块的发电材料对进行串联。

气动热首先经热防护模块耐高温层1的辐射耗散；剩余部分进入供电模块，经过热电材料2、热电材料3、热电材料5、热电材料6、热电材料7、热电材料8，电极层13、电极层14、电极层15、电极层16、电极层17、电极层18，陶瓷基板12，部分转换为电能经外部电路输出端口19传递至飞行器供电系统，剩余气动热向下传递至控温模块；经过隔热材料层9，进入相变材料层10，部分被相变材料吸收，剩余部分气动热传递至结构层11。本发明供电模块p和n型热电材料对2、3、5、6、7、8的数量可根据多功能结构的使用面积以及飞行器用电需求增减，尺寸可根据飞行器热环境特点进行设计。本发明控温模块的隔热材料层9和相变材料层10，可通过调节尺寸以满足飞行器的热环境和防热需求。

本发明的工作原理为：对于防热性能，首先利用辐射耗散大部分气动热，其次利用材料内能的增加消耗部分气动热，利用供电模块将部分热量转换为电能输出，最终使得只有少量气动热进入机体；对于控温性能，利用置于供电模块底部由隔热和相变储能材料组成的控温模块，实现多功能结构冷端的温度控制；对于供电性能，利用热电材料、隔热材料及配套电路连接端口组成的供电模块，实现温差发电。

上述实施例只是对本发明的实现做出了说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明，所述说明并非限定。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，凡是根据本发明的技术特征所作的增加、等同替换，均属于本申请的保护范围。