飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构

1.本发明属于高超声速飞行器的热防护领域，尤其是涉及一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构。


背景技术：

2.高超声速飞行器一般指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹等有翼或无翼飞行器，其具有飞行速度快、突防能力强、隐蔽性高、作战范围大等特点，所以高超声速飞行器具有很高的政治、科技和军事价值。然而，高超声速飞行器气动加热剧烈，产生的高温不仅破坏飞行器的结构外形，也使得内部的部件无法正常工作，制约了高超声速飞行器飞行性能的提升。
3.随着高超声速飞行器热防护技术的逐步发展，传统的热防护方式主要从烧蚀、辐射、热沉及隔热四种方式出发，结构形式较为单一，难以适应复杂严酷的飞行热环境。传统的烧蚀热防护，会使得飞行器的外形结构发生改变，影响飞行性能，且难以重复利用，制约了飞行器防热技术的进一步发展；使用热防护涂层和防/隔热材料则会导致飞行器结构质量增加以及增加系统的复杂性。此外，采用单一的防热承载结构，难以满足飞行器长时间的飞行防热需求。由此，高超声速飞行器开始走向新型热防护材料与承载结构相结合，实现多功能一体化的热防护方式。
4.国外热防护材料多采用环氧、酚醛、有机硅、双马或高温树脂改性的坚韧基体，填充以软木粉(armor公司)、玻璃空心微珠、短切纤维等轻质隔热填料和助剂制成防热涂层材料和防热型复合材料。内部热防护材料主要考虑隔热问题，低密度隔热材料为首选材料，具有较为优异的防热性能。但是，其单一材料的厚度大，应用形式单一，增加了飞行阻力，降低了飞行器的有效携带重量。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明旨在提出一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构，由多种防热方式组合而成，为应对不同的气动热环境，可分别采用纯被动隔热、发汗冷却、对流冷却、固体分解吸热等方式进行热防护，提高防热效率和利用率从而延长飞行器飞行时间。
6.为达到上述目的，本发明的技术方案是这样实现的：
7.一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构，包括复合隔热层、水泵、电磁阀一、电磁阀二、电磁阀三、电磁阀四、储气罐和喷管，所述的复合隔热层包括多孔介质隔热层、流道、对流冷却通道、对流管路、蜂窝结构层和阻隔型隔热层；
8.所述的多孔介质隔热层作为复合隔热层的最外层，流道作为复合隔热层的最内层，蜂窝结构层和阻隔型隔热层作为复合隔热层的中间层，中间层与最外层之间形成对流冷却通道，对流冷却通道的两端各连通一个对流管路，所述蜂窝结构层和阻隔隔热层与两侧的对流管路连接；
9.流道的一端和其中一个对流管路均与储水罐相连，流道的一端和另一个对流管路均与储气罐相连，所述的储气罐与喷管连通，在储水罐内填充冷却水，在流道与储水罐的连通处设置电磁阀三，在对流冷却通道与储水罐连通处设置电磁阀四，在流道与储气罐连通处设置电磁阀二，在对流冷却通道与储气罐连通处设置电磁阀一，在蜂窝结构层内填充通过吸收热量能分解产生气体的固体热解材料，电磁阀三和电磁阀四打开时，通过水泵将所述储水罐内的冷却水分别流经电磁阀三和电磁阀四，进入流道和对流冷却通道进行对流换热，流道和对流冷却通道内流通的冷却水吸热产生的水蒸气以及固体热解材料分解产生的气体分别经电磁阀二和电磁阀一进入储气罐中收集，且到达一定压力时通过喷管排出产生推力。
10.进一步的，在储气罐与喷管之间设有限压阀，进入压力储罐的气体不断累积，当储气罐内气体达到一定压力值后，限压阀打开，气体输入喷管，具有一定温度和压力的气体进入喷管后，在喷管内发生膨胀加速，并通过喷管排出产生推力。
11.进一步的，所述热防护结构设置在高超声速飞行器头锥或前缘受热严重的部位。
12.进一步的，所述阻隔隔热层和蜂窝结构层均设置多层，且均沿着飞行器壁面方向布置，多层的阻隔隔热层和多层的蜂窝结构层从外到里交替布置。
13.进一步的，所述多孔介质隔热层为碳/碳化硅多孔介质层。
14.进一步的，所述蜂窝结构层内填充的是氨基甲酸铵或碳酸氢铵。
15.进一步的，所述阻隔隔热层由低密度、低热导率的材料构成，所述低密度、低热导率材料为耐高温陶瓷复合材料。
16.进一步的，所述喷管为拉法尔喷管。
17.进一步的，对流冷却通道内的冷却水在压力驱动下从多孔介质隔热层中渗出，并注入到高温主流流体边界层内，形成发汗冷却。
18.进一步的，储水罐内的冷却水、蜂窝结构层以及内部填充的固体吸热材料在使用后均能进行更换。
19.相对于现有技术，本发明所述的一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构具有以下优势：
20.1、本技术的复合可重复使用热防护结构，应用多种方式复合防热，可以应对宽速域飞行下不同的气动热环境。由于蜂窝结构层和储水罐内的冷却材料可以多次补充和更换，具有设计灵活性、可重复使用的优点。
21.2、飞行过程中随着冷却水汽化以及固体吸热材料不断分解排出，飞行器的总体重量不断减少，减轻了后期油耗，相当于增加了飞行器的有效重量。
22.3、利用相变潜热大的水作为冷却剂，成本低、存储容易、技术成熟。
23.4、在气动热流较低时，采用碳/碳化硅多孔介质层以及阻隔型隔热层进行热防护；当气动热流升高时，可以通过流道内的冷却水带走热量形成对流冷却，也可以渗出碳/碳化硅多孔介质形成发汗冷却；当热流密度进一步升高时，蜂窝层内的热解材料吸热分解产生气体，进一步吸收热量；
24.流道内冷却水吸热汽化产生的水蒸气以及蜂窝层内部热解材料分解产生的气体，一方面可渗出飞行器外壁面形成气膜，弱化壁面与高温主流流体的直接换热，进一步实现了热防护。
25.5、通过喷管高速喷出，产生的反作用力以及喷流与主流的气动干扰产生的干扰力，实现飞行器机动的快速响应，可以快速改变飞行器的飞行轨迹。
附图说明
26.构成本发明的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
27.图1为本发明实施例所述的飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构的示意图；
28.图2为本发明实施例所述的蜂窝结构层的结构示意图。
29.附图标记说明：
[0030]1‑
多孔介质隔热层，2
‑
阻隔型隔热层，3
‑
蜂窝结构层，4
‑
电磁阀一，5
‑
电磁阀二，6
‑
电磁阀三，7
‑
水泵，8
‑
电磁阀四，9
‑
储水罐，10
‑
冷却水，11
‑
储气罐，12
‑
限压阀，13
‑
喷管，14
‑
流道，15
‑
对流冷却通道，16
‑
对流管路。
具体实施方式
[0031]
需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
[0032]
下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
[0033]
如图1
‑
图2所示，一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构，包括复合隔热层、水泵7、电磁阀一4、电磁阀二5、电磁阀三6、电磁阀四7、储气罐11、和喷管13，所述的复合隔热层包括多孔介质隔热层1、流道14、对流冷却通道15、对流管路16、蜂窝结构层3和阻隔型隔热层2；
[0034]
所述的多孔介质隔热层1作为复合隔热层的最外层，流道14作为复合隔热层的最内层，蜂窝结构层3和阻隔型隔热层2作为复合隔热层的中间层，中间层与最外层之间形成对流冷却通道15，对流冷却通道15的两端各连通一个对流管路16，所述蜂窝结构层3和阻隔隔热层2与两侧的对流管路连接；
[0035]
流道14的一端和其中一个对流管路均与储水罐10相连，流道14的一端和另一个对流管路均与储气罐11相连，所述的储气罐11与喷管13连通，在储水罐10内填充冷却水，在流道14与储水罐10的连通处设置电磁阀三6，在对流冷却通道15与储水罐10连通处设置电磁阀四8，在流道14与储气罐11连通处设置电磁阀二5，在对流冷却通道15与储气罐11连通处设置电磁阀一4，在蜂窝结构层3内填充通过吸收热量能分解产生气体的固体热解材料，电磁阀三6和电磁阀四8打开时，通过水泵7将所述储水罐9内的冷却水10分别流经电磁阀三6和电磁阀四8，进入流道14和对流冷却通道15进行对流换热，流道14和对流冷却通道15内流通的冷却水吸热产生的水蒸气以及固体热解材料分解产生的气体分别经电磁阀二5和电磁阀一4进入储气罐11中收集，且到达一定压力时通过喷管13高速排出产生推力。
[0036]
在储气罐12与喷管13之间设有限压阀12，进入压力储罐11的气体不断累积，当储气罐12内气体达到一定压力值后，限压阀12打开，气体输入喷管13，具有一定温度和压力的气体进入喷管13后，在喷管13内发生膨胀加速，并通过喷管13高速排出产生推力。
[0037]
所述阻隔隔热层2和蜂窝结构层3均设置多层，且均沿着飞行器壁面方向布置，多
层的阻隔隔热层2和多层的蜂窝结构层3从外到里交替布置，如此布置一方面加强隔热效果，另一方面避免蜂窝结构层3发生热短路现象；蜂窝结构层3密集排布在复合隔热层内部，蜂窝结构层3内吸附有固体热解材料，但内部保持一定的流通空间，固体热解材料分解后产生的气体可进入对流冷却通道15内；蜂窝结构层3既可耐高温也可用于承载，一般选用高温合金。
[0038]
所述多孔介质隔热层为碳/碳化硅多孔介质层，既可起到隔热作用，又可渗出冷却水形成发汗冷却带走热量。碳/碳化硅多孔介质层设置于飞行器壁面外侧，与大气相连，其热导率低且耐温高，具有较好的隔热效果；其内部与对流冷却通道15相连，在冷却水的压力提高时，冷却水可从多孔壁的“热”面渗出，并注入到壁面外的高温主流流体边界层内；对流冷却通道15内的冷却水在压力驱动下从多孔介质隔热层中渗出，并注入到高温主流流体边界层内，形成发汗冷却。
[0039]
所述蜂窝结构层3内填充的是氨基甲酸铵或碳酸氢铵，吸热达到一定温度后易分解产生气体。
[0040]
所述阻隔隔热层2由低密度、低热导率的材料构成，所述低密度、低热导率材料为耐高温陶瓷复合材料。
[0041]
所述喷管13为拉法尔喷管，也就是拉瓦尔喷管，拉法尔喷管入口通过管道与限压阀连接，出口设置在飞行器的侧部或尾部，直接与大气连接。
[0042]
蜂窝结构层3在使用后能进行更换以及内部填充的固体吸热材料可重复填充，储水罐内的冷却水使用后可填充，实现重复利用。
[0043]
压力储罐12的的形状视飞行器内部空间而定，不一定是球形。
[0044]
所述热防护结构设置于高超声速飞行器受热严重的部位，如头锥、前缘部位。外层多孔介质层既可起到隔热作用，又可渗出冷却水形成发汗冷却带走热量；冷却通道内可流通冷却水形成对流冷却；蜂窝结构内填充固体相变材料，通过吸收热量分解产生气体；水吸热产生的水蒸气以及固体分解产生的气体进入高压储罐进行收集，必要时通过喷管高速排出产生推力。该结构可以通过控制水泵及阀门的开闭，适应不同飞行速度下的气动热环境。
[0045]
当飞行器的飞行马赫数不高时，外壁面气动热流密度较小，采用纯被动隔热的方式，仅依靠最外层的碳/碳化硅以及内部的阻隔型隔热层的低热导率进行有效防热。
[0046]
当飞行器的飞行马赫数提高时，外壁面气动热流密度增大，在纯被动隔热的基础上，施加对流冷却，启动水泵7，打开电磁阀四8，冷却水通过对流管路被泵入对流冷却通道15并吸收热量，吸热后汽化变为水蒸气，可以通过打开电磁阀一4从而在储气罐内进行收集，也可关闭电磁阀一4，使水和水蒸气经多孔介质隔热层1渗出至外壁面，形成发汗冷却，进一步隔绝热量；
[0047]
当飞行器的飞行马赫数进一步提高，外壁面的气动热流密度进一步增大时，蜂窝结构层内的热解材料达到分解温度，开始吸热分解，产生的气体进入对流冷却通道15中，既可通过打开电磁阀一4进行收集，也可关闭电磁阀一4，使气体经多孔介质渗出至外壁面，形成气膜，进一步隔绝热量；
[0048]
当飞行器的飞行马赫数达到极高时，外壁面的气动热流密度极大，为了避免飞行器内部设备的温度过高，打开电磁阀二5和电磁阀三6，冷却水被泵入流道14，对内壁面施加额外的对流冷却；
[0049]
在飞行过程中，当需要对飞行器提供一定的侧向力从而使其快速机动时，通过不断分解产生的气体及冷却水气化的气体在储气罐内的堆积，储气罐11内气压增大，达到一定压力后限压阀12打开，高压气体进入拉法尔喷管并在喷管内膨胀加速，最终以超音速排出，提供一定的反作用力。
[0050]
本技术的一种飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构，该结构由多种防热方式组合而成，为应对不同的气动热环境，可分别采用纯被动隔热、发汗冷却、对流冷却、固体分解吸热等方式进行热防护，提高防热效率和利用率从而延长飞行器飞行时间；
[0051]
受热分解产生的气体既可用于在飞行器表面形成气膜以隔绝气动热，也可通过喷管高速喷出，产生的反作用力以及喷流与主流的气动干扰产生的干扰力，实现飞行器机动的快速响应，快速改变飞行器的飞行轨迹；
[0052]
随着固体的逐渐分解以及冷却水的汽化并将气体排出，飞行器的总体质量逐渐减小，减轻了高超声速飞行器后期的油耗。
[0053]
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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。