一种带随形内流道点阵夹芯防热结构、设计及制造方法与流程

本发明涉及一种带随形内流道点阵夹芯防热结构、设计及制造方法，属于航空航天飞行器中轻质耐热结构的设计制造技术领域。

背景技术：

传统高超飞行器翼前缘一般采用纯被动防热结构，并且热防护系统与热控系统有着明确的分隔界面，导致防热结构与热控流体回路的重量始终降不下来，占用了飞行器很大比例的飞行代偿。

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，提供了一种带随形内流道点阵夹芯防热结构、设计及制造方法。

本发明的技术解决方案是：

一种带随形内流道点阵夹芯防热结构，包括：外蒙皮、点阵夹层以及内蒙皮；外蒙皮和内蒙皮之间为点阵夹层，点阵夹层与外蒙皮接触的表面，并排均匀分布有多个随形流道，随形流道内流动冷却液。

点阵夹层由多个点阵单元构成，点阵单元类型包括体心立方、面心立方或极小曲面。

点阵单元采用钛合金、高温合金、铝合金或者不锈钢材料。

点阵单元的支杆宽度不小于0.5mm，点阵单元的最小边长大于5mm。

随形流道的横截面为矩形、圆形或椭圆形。

随形流道的宽度不小于2mm，进水口、出水口的宽度不小于流道宽度的1.2倍。

一种高超飞行器翼前缘，该高超飞行器翼前缘采用所述带随形内流道点阵夹芯防热结构实现。

一种实现所述带随行内流道点阵夹芯防热结构的设计方法，包括下列步骤：

第一步，初步确定随形流道的结构形式与参数；

第二步，根据结构特点以及三维点阵结构的热阻，初步确定结构填充所选用的点阵结构；

第三步，对设计完的随形流道的结构进行点阵填充，点阵填充采用三维模型软件或采用参数化建模的方式进行；外蒙皮(1)的厚度大于0.5mm；

第四步，对填充后的结构采用有限元法进行热分析；

在有限元分析中，将点阵结构等效为热物性参数相同实体进行单元划分，以减小计算量；网格划分单元边长不大于1mm；

第五步，将有限元计算的结果与技术要求进行对比分析，如满足技术要求，可确定结构；如不满足技术要求，则对流道的结构以及点阵的尺寸结构进行调整，直至计算结构满足设计要求，完成带随行内流道点阵夹芯防热结构的设计。

随形流道结构为矩形、圆形或椭圆形，流道的宽度不小于2mm，进水口、出水口的宽度不小于流道宽度的1.2倍；

点阵结构为面心立方、体心立方或极小曲面，点阵结构的支杆的宽度不小于0.5mm，点阵单元的最小边长大于5mm。

一种实现所述带随行内流道点阵夹芯防热结构的制造方法，包括下列步骤：

第一步，将带随行内流道点阵夹芯防热结构导入激光选区熔化成形模型处理软件，根据所选参数进行分层切片，分层厚度在20-60微米，然后生成每一层切面的激光扫描路径；

第二步，根据结构所选材料进行合金粉末筛分与烘干，筛分选择孔距53-70微米的筛子进行，将筛分后的粉末加入到激光选区熔化成形设备中；

第三步，将成形基板安装到激光选区熔化成形设备中；

第四步，在激光选区熔化成形设备中充入纯度为99.99％的氩气，将设备成形腔内的氧含量降到0.1％以下；

第五步，将合金粉末均匀地铺在成形基板上，铺粉层的厚度与零件的切片厚度一致；

第六步，采用激光按所述激光扫描路径在粉床上扫描，熔化粉末；

第七步，基板下降一个分层，重复第五步和第六步，直至完成零件。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明提出的技术方案不仅可以降低防热结构重量，而且通过流体回路主动冷却技术降低防热结构的温度，从而提高防热材料的允许使用温度上限，最终实现防热与热控飞行代偿的大幅降低，从而大幅提高飞行器载荷携带能力，提升飞行器整体性能。

附图说明

图1为本发明设计方法流程图；

图2为带随形内流道点阵夹芯防热结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图进一步说明本发明具体实施方式。

本发明针对新型飞行器轻质化、结构-功能一体化设计制造的需求，根据功能需求结合激光选区熔化成形增材制造技术特点提出采用随形热控流体回路与晶格点阵夹芯的结构设计方案与激光选区熔化成形的设计制造方案，实现了热控流体随形回路点阵加芯翼前缘的制造。这种设计方案不仅可以降低防热结构重量，而且通过流体回路主动冷却技术降低防热结构的温度，从而提高防热材料的允许使用温度上限，最终实现防热与热控飞行代偿的大幅降低，从而大幅提高飞行器载荷携带能力，提升飞行器整体性能。

如图2所示为带随形内流道点阵夹芯防热结构示意图，包括：外蒙皮1、点阵夹层3以及内蒙皮4；外蒙皮1和内蒙皮4之间为点阵夹层3，点阵夹层3与外蒙皮1接触的表面，并排均匀分布有多个随形流道2，随形流道2内流动冷却液。

点阵夹层3由多个点阵单元构成，点阵单元类型包括体心立方、面心立方或极小曲面。点阵单元采用钛合金、高温合金、铝合金或者不锈钢材料。点阵单元的支杆宽度不小于0.5mm，点阵单元的最小边长大于5mm。随形流道2的横截面为矩形、圆形或椭圆形。随形流道2的宽度不小于2mm，进水口、出水口的宽度不小于流道宽度的1.2倍。在使用时，流道中是充满流动的冷却液的，进而实现降温，通过流体回路主动冷却技术降低防热结构的温度，从而提高防热材料的允许使用温度上限。

本发明实施例给出了一种高超飞行器翼前缘，该高超飞行器翼前缘采用上述带随形内流道点阵夹芯防热结构实现，这样的高超飞行器翼前缘，提高飞行器载荷携带能力，提升飞行器整体性能。

在进行所述带随行内流道点阵夹芯防热结构的设计时，通过下列步骤实现，如图1所示：

第一步，初步确定随形流道的结构形式与参数；

第二步，根据结构特点以及三维点阵结构的热阻，初步确定结构填充所选用的点阵结构；

第三步，对设计完的随形流道的结构进行点阵填充，点阵填充采用三维模型软件或采用参数化建模的方式进行；随形流道结构为矩形、圆形或椭圆形，流道的宽度不小于2mm，进水口、出水口的宽度不小于流道宽度的1.2倍；

点阵结构为面心立方、体心立方或极小曲面，点阵结构的支杆的宽度不小于0.5mm，点阵单元的最小边长大于5mm。点阵夹芯结构的外蒙皮(1)的厚度大于0.5mm；

第四步，对填充后的结构采用有限元法进行热分析；

在有限元分析中，将点阵结构等效为热物性参数相同实体进行单元划分，以减小计算量；网格划分单元边长不大于1mm；

有限元计算的热传到模型采用三维热传导模型，考虑材料热性能随温度变化，非线性热分析的热平衡矩阵方程：

[k(t)]随温度变化传导矩阵，包含导热系数、对流系数和辐射率和形状系数

[c(t)]随温度变化的比热矩阵，考虑系统内能的增加

{t}节点温度向量

温度对时间的导数

{q(t)}节点热流率向量，包含热生成

第五步，将有限元计算的结果与技术要求进行对比分析，如满足技术要求，可确定结构；如不满足技术要求，则对流道的结构以及点阵的尺寸结构进行调整，直至计算结构满足设计要求，完成带随行内流道点阵夹芯防热结构的设计。

带随形内流道点阵夹芯结构无法采用传统工艺进行制造，只能采用基于逐层制造的激光选区熔化成形方法制造。本发明实施例还给出了带随行内流道点阵夹芯防热结构的制造方法，包括下列步骤：

第一步，将带随行内流道点阵夹芯防热结构导入激光选区熔化成形模型处理软件，根据所选参数进行分层切片，分层厚度在20-60微米，然后生成每一层切面的激光扫描路径；

第二步，根据结构所选材料进行合金粉末筛分与烘干，筛分选择孔距53-70微米的筛子进行，将筛分后的粉末加入到激光选区熔化成形设备中；

第三步，将成形基板安装到激光选区熔化成形设备中；

第四步，在激光选区熔化成形设备中充入纯度为99.99％的氩气，将设备成形腔内的氧含量降到0.1％以下；

第五步，将合金粉末均匀地铺在成形基板上，铺粉层的厚度与零件的切片厚度一致；

第六步，采用激光按所述激光扫描路径在粉床上扫描，熔化粉末；

第七步，基板下降一个分层，重复第五步和第六步，直至完成零件。

综上，本发明给出了带随形内流道点阵夹芯防热结构的结构的设计与激光选区熔化成形制造方法。主要包括结构特征、结构设计与制造方法三部分。结构设计包含流道与点阵夹芯层两部分，流道的设计主要基于液体动力学cfd，点阵加芯层设计主要基于点阵结构的热阻与激光选区熔化成形工艺性。带随形内流道点阵夹芯结构无法采用传统工艺进行制造，只能采用基于逐层制造的激光选区熔化成形方法制造。此类结构可实现热防护结构的轻质化、结构-功能一体化设计制造，不仅可以降低防热结构重量，而且通过流体回路主动冷却技术降低防热结构的温度，从而提高防热材料的允许使用温度上限，最终实现防热与热控飞行代偿的大幅降低，从而大幅提高飞行器载荷携带能力，提升飞行器整体性能。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。