一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构的制作方法

本发明属于航空航天飞行器总体设计及多功能结构材料设计领域，涉及一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构。

背景技术：

高超声速巡航飞行器需要在严苛地热环境下长时间工作，传统的飞行器热防护系统设计通常通过烧蚀带走热量或利用材料本身属性来抗热，不满足飞行器长时间工作需求，而飞行器长时间工作必然对携带的电源要求增大，一方面占用飞行器内部空间，一方面带来飞行器重量增加。

因此，迫切需要突破原有热防护系统设计思路，从热管理角度出发，变“堵”为“疏”、变“废”为“用”，将热能转换为电能，采用创新型的、综合考虑承载/防热/供电一体化功能的热防护结构；同时建立完整理论体系来描述不同功能及相应的指标参数，实现集承载/防热/供电一体的综合结构设计与优化是急需解决的问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于提出一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，能够在保证飞行器壁面热防护系统基础功能的前提下，替代飞行器携带的部分电源、节省飞行器内部空间，通过热电材料将气动热转换为电能，实现基于飞行器热防护结构的承载/防热/供电一体化设计。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，包括控温层、热防护单元和间隙热防护组件，所述的控温层设置在飞行器壁面结构一侧，热防护单元设置在飞行器壁面结构另一侧，间隙热防护组件设置在热防护单元的外周；

所述热防护单元包含承载框架和热电层，热电层设置在承载框架上；所述热电层分为第一热电层和第二热电层，第一热电层设置在第二热电层上，第二热电层设置在承载框架上；第一热电层和第二热电层工作温度形成温差发电；

所述的间隙热防护组件包含防热层、隔热层及结构接口层，防热层与隔热层、隔热层与结构接口层、结构接口层与控温层均通过胶连接；

所述的间隙热防护组件的结构接口层、热防护单元的承载框架与飞行器壁面结构通过紧固件固定。

可选的，所述热电层包括氧化铝陶瓷层和热电材料，三个氧化铝陶瓷层依次叠放，其中上下相邻两个氧化铝陶瓷层之间设置多个热电层单胞形成第一热电层和第二热电层，多个热电层单胞依次通过导电片电连接。

可选的，所述热电层单胞包括圆柱状热电材料和限位窝芯，一圆柱状热电材料嵌于一限位窝芯内，导电片将热电材料串口连接。

可选的，所述热电材料与限位窝芯间隙填充纤维隔热材料。

可选的，所述第一热电层热电材料的工作温度高于第二热电层的热电材料的工作温度。

可选的，所述限位窝芯周身外侧与承载框架周身内侧通过胶连接，氧化铝陶瓷层与导电片间采用胶连接。

可选的，所述紧固件周身设置有一圈耐高温橡胶衬套，热防护单元与飞行器壁面之间有一层隔热材料。

可选的，所述承载框架与窝芯材质为钛、钛合金、铝合金、变形高温合金等金属或金属合金中的一种；热电层采用的热电材料为金属合金、半导体金属氧化物中的一种。

可选的，防热层材质为烧蚀型复合材料或非烧蚀型复合材料中的一种；隔热层材质为热反射材料、多孔材料或真空材料中的一种；控温层可为封装好的复合相变材料或控温材料。

可选的，所述热防护单元以矩以阵形式排列在飞行器壁面结构上，间隙热防护组件为具有网格阵列孔的层状结构，热防护单元设置在间隙热防护组件的网格阵列孔内。

与现有技术相比，本申请结构具有如下优点：

本发明给出了一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，可作为飞行器热防护结构设计方案。将热电材料与控温材料引入飞行器热防护结构中，在满足热防护要求的前提下，通过将气动热转换为电能，满足了长续航高速巡航飞行器工作的部分能量需求，可替代部分机上电源，提升飞行器内部空间使用率。该承载/防热/供电一体化功能的热防护结构具有规范的机械接口与电气接口，根据服役工况的承载环境与供电需求，输出结构形式与结构尺寸，扩展性强，可重复使用，具备低廉的测试与使用成本。本发明的集成热电转换功能的热防护结构，将热电材料及控温材料引入热防护结构设计中，通过合理设计热防护单元与间隙热防护组件，在满足承载功能与热防护功能的前提下，利用热电材料层的温差进行发电，对于在严峻热环境中长时间工作的飞行器减重及飞行器内部空间使用率的提升具有重要意义。

附图说明

图1是本发明提供的一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构以矩阵单元形式应用于某一飞行器壁面示意图。

图2是本发明一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构示意图。

图3是本发明提供的一种具有承载/防热/供电一体化功能的装配示意图。

图4是本发明提供的热防护单元的装配示意图。

图5是本发明提供的一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构中部截面(参考图1截面)示意图。

图6是本发明提供的热防护单元的热电层单胞细节图。

图中：

0.耐高温胶层；1.间隙热防护组件；2.热防护单元；3.飞行器壁面结构；11.防热层；12.隔热层；3.飞行器壁面结构；4.控温层；5.紧固螺钉；6.耐高温橡胶衬套；21.氧化铝陶瓷层；22.限位窝芯；23.导电片；241.高温热电材料；242.中温热电材料；25.承载框架。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本发明中的技术方案，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都应当属于本发明保护的范围。

需要说明的是，当元件被称为“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者也可以存在居中的元件。当一个元件被认为是“连接”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或者可能同时存在居中元件。本文所使用的术语“垂直的”、“水平的”、“左”、“右”以及类似的表述只是为了说明的目的，并不表示是唯一的实施例。

除非另有定义，本文所使用的所有的技术和科学术语与属于本发明的技术领域的技术人员通常理解的含义相同。本文中在本发明的说明书中所使用的术语只是为了描述具体的实施例的目的，不是旨在于限制本发明。本文所使用的术语“和/或”包括一个或多个相关的所列项目的任意的和所有的组合。

如图1至图6所示，本发明的具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，由若干个周期性结构单元矩阵形式排列构成，每一个周期性结构单元都由热防护单元2和间隙热防护组件1组成。

所述的热防护单元2主要由承载框架25、热电层、限位窝芯22及控温层4组成；所述间隙热防护组件主要由防热层11、隔热层12、结构接口层及控温层4组成。

所述的热防护单元的热电层根据热电材料工作温域分为高温热电层与中温热电层，每个热电层由氧化铝陶瓷层21、导电片及热电材料组成，导电片以铺层串口连接方式与热电材料的两端进行焊接，导电片与氧化铝陶瓷层通过耐高温胶连接，热电材料嵌在限位窝芯中、限位窝芯22空隙填充隔热纤维。最终，所述的热电层包含三块氧化铝陶瓷层板、两类热电材料、四层导电片等。

所述的热防护单元的限位窝芯22侧面、热电层中的氧化铝陶瓷层板侧面与承载框架均通过耐高温胶连接。

所述的间隙热防护组件1的结构接口层、热防护单元2的承载框架25与飞行器壁面结构3通过十二颗紧固螺钉5固定，其中承载框架25与飞行器壁面结构3间隙有一层隔热材料、紧固螺钉5周身有一圈耐高温橡胶衬套，以上结构设计形式主要为缓解刚性连接结构的高温应力集中情况，提升抗振特性。

所述的间隙热防护组件的防热层11与隔热层12、隔热层12与结构接口层、结构接口层与控温层4均通过耐高温胶连接，防热层11与控温层4的内侧面及与热防护单元的承载框架25壁面的外侧面通过耐高温胶连接。

所述的热防护单元中的承载框架25与限位窝芯22材质可为钛、钛合金、铝合金、变形高温合金等金属或金属合金中的一种；热电层采用的热电材料可为金属合金、半导体金属氧化物中的一种；控温层4材质可为封装好的复合相变材料(pcm)、控温材料(tcm)中的一种。

所述的间隙热防护组件1中的防热层11材质可为烧蚀型复合材料或非烧蚀型复合材料中的一种；隔热层12材质可为热反射材料、多孔材料或真空材料中的一种。

所述的热防护单元2的限位窝芯22采用一体化加工成型，一体化加工成型是指通过增材制造技术制备而成，即采用计算机中生成零件的三维cad模型，将零件的三维数据信息转换为一系列的二维轮廓信息，再采用激光熔覆的方法按照轮廓轨迹逐层堆积材料，最终形成三维实体零件。

本发明以飞行器传统热防护结构、多功能结构、基于热电材料的温差发电结构等为基础，利用法兰盘结构的高抗弯、抗扭及连接强度高等特性完成热防护单元承载框架设计，在蜂窝窝芯中嵌入圆柱形热电材料、间隙填充隔热纤维，缓解热电材料承受的扭矩、弯矩，使其具有一定抗振性能，利用印刷电路板式导电片实现多个、多层热电材料供电串口连接，利用控温材料尽可能提高热电材料冷、热端温差；此外，对于热防护单元与飞行器壁面连接的接口间隙，借鉴传统热防护系统设计经验，采用“防热层+隔热层+结构层+控温层”设计理念，满足热防护系统要求。

其中，热电材料具有良好的热电转换性能，通过温差即可产生电能，不同类别的热电材料工作的最优温域不同，通过设计一种具有分层热电材料、热端与冷端温差大的热防护单元使得承载/防热/供电一体化功能的热防护结构成为可能，考虑到热电材料承载能力弱，所设计的热防护单元应使得热电材料承载尽可能小、热电材料冷、热端温差尽可能大，使用控温材料可显著提升热电材料冷、热端温差。

热防护单元设计导向为高抗弯、高抗扭，热防护单元以矩阵排列形式安装在飞行器壁面结构上，但其与飞行器壁面连接的机械接口处存在间隙，对于间隙也要开展热防护结构设计，在以提升热电效率、满足系统要求及降低质量的导向下完成间隙热防护系统设计。

热防护单元相较于传统结构，应用的材料类别更多，且对材料提出的要求更高，承载材料须在服役温度下具有优良的比强度/比刚度，热电材料的固有属性影响到结构的热电转换效率、发电功率；热防护单元大量使用到耐高温胶，耐高温胶的属性对热防护单元的固有特性、力学性能及可靠性有着直接的影响。

实施例

本发明一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，如图2、图3与图5所示，为一个热防护结构周期单元，具体应用到飞行器壁面时，可以矩阵形式排列安装而成；其中间隙热防护组件包含防热层11、隔热层12、热防护单元2与飞行器壁面结构3机械接口等，热防护单元2与间隙热防护组件1共用控温层4；热防护单元2与飞行器壁面结构3通过紧固螺钉5固定，紧固螺钉5周身套由耐高温橡胶衬套6。

本发明提供的一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，应用于某一飞行器壁面的示例如图1所示，多块以矩阵形式排列的热防护单元2固定在飞行器壁面结构3上，针对此飞行器壁面设计的间隙热防护组件1覆盖在飞行器壁面结构3与热防护单元2的间隙，热防护单元2的电气接口采用串口连接。

本发明提供的热防护单元2，如图4与图6所示，其中热电层分为高温热电层与中温热电层；具体的，高温热电层与中温热电层是上下能够耐受温度的相对高低，实际是指高温热电层的耐温高于中温热电层，并非是一个具体的高温、低温的限定。

其中，高温热电层包含氧化铝陶瓷层21、高温热电材料241及导电片23，导电片23为预制铺层式导电片，导电片将热电材料串口连接，并将引出端焊接在高温热电材料241端面，导电片23与氧化铝陶瓷层21通过耐高温胶0连接，圆柱状高温热电材料241嵌于限位窝芯22内。两者(高温热电材料241与限位窝芯22)间隙填充纤维隔热材料，限位窝芯22周身外侧与承载框架25周身内侧通过耐高温胶连接，中温热电层结构形式与高温热电层类似，两者共用中间一块氧化铝陶瓷层，参考图5可看清楚热电层中各部件关系。

本发明的热防护结构中，除了导电片，其余导电性材料(金属材料)均需进行耐高温绝缘层涂覆。

本发明提供的热防护单元2中的限位窝芯进行三维cad建模并将模型数据传输至3d打印机，采用增材制造技术，比如选用钛合金为材料，进行制备。

以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明结论的技术范围内，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围内。

以上，仅为本发明的较佳实施例，并非仅限于本发明的实施范围，凡依本发明专利范围的内容所做的等效变化和修饰，都应为本发明的技术范畴。