一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘制造技术

本发明专利技术公开了一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，包括外壁、支撑结构和连接件，所述的外壁包括依次层叠设置的防热层、管壁和吸液芯，外壁围成密闭的一体化前缘，外壁内部包围形成容置空间，支撑结构设置在容置空间内；一体化前缘外侧形成开放的腔体，连接件设置在腔体内。本发明专利技术实现了前缘结构温度分布的均匀化，有利于减小结构热应力。且本发明专利技术的装置具有较强的可移植性，可根据具体飞行器形状及使用位置，任意改变结构尺寸。

An Integrated Front of Thermal Protection Structure for Air-breathing Hypersonic Vehicle

The invention discloses an integrated front of heat-proof structure for air-breathing hypersonic vehicle, which comprises an outer wall, a supporting structure and a connecting piece. The outer wall comprises a heat-proof layer, a tube wall and a liquid-absorbing core arranged in sequence, an integrated front with a closed outer wall, a space enclosed by an inner outer wall and a supporting knot. The structure is arranged in the accommodation space, an open cavity is formed outside the integration front edge, and the connecting parts are arranged in the cavity. The invention realizes the homogenization of the temperature distribution of the leading edge structure and is beneficial to reducing the thermal stress of the structure. The device of the invention has strong portability, and can arbitrarily change the structure size according to the shape and position of the specific aircraft.

【技术实现步骤摘要】
一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘
本专利技术涉及一种防热结构一体化前缘，特别是涉及一种吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘。
技术介绍
吸气式高超声速飞行器不同于火箭动力飞行器，为提高气动效率和发动机进气效率，该类飞行器大都采用了较为尖锐的构型，并且长时间飞行于大气层，气动热载荷更为严重，尤其是前缘，最高温度一般会超过2000K。目前，高超声速飞行器的前缘主要靠耐高温复合材料作为被动式防热方案。NASA在X-43A高超声速试飞器机身和机翼前缘均使用C/C复合材料，并完成了最大马赫数为7的飞行试验，证明了耐高温复合材料用于高超声速飞行器防热层的可行性。但是以复合材料构成的被动防热方案效率太低，仅用于小规模的试验飞行器。高超声速飞行器前缘驻点位置的温度和热流非常高，从驻点往后则快速降低，对于此类高温部件，防热技术的关键在于将气动热从高温区域快速疏导到低温区域，因此，具有快速导热能力的热管具有较好的应用前景。Glass等人在参考文献1“DEGlass,CJCamarda.FabricationandTestingofMo–ReHeatPipesEmbeddedinCarbon/Carbon[J].JournalofSpacecraft&Rockets,1999,36(1):79-86.”和参考文献2“DEGlass.Heat-Pipe-CooledLeadingEdgesforHypersonicVehicles[C].WorkshoponMaterialsandStructuresforHypersonicFlight,SantaBarbara,2006.”中针对机翼前缘和飞行器驻点，设计了C/C材料为结构，锂为工质的高温合金热管，实现了较好的防热降温效果。但其设计为管状形式，工程中过疏的排布引起不均匀导热，影响冷却效果，而过密的排布对加工工艺的要求较高。韩海涛等在参考文献3“韩海涛,邓代英,陈思员,艾邦成,郑金鑫.尖前缘一体化高温热管结构设计与分析[J].机械强度,2013,(1):48-52.”中针对高超声速飞行器的尖前缘，设计了如图1所示一体化的高温热管结构，该结构将前缘腔体作为蒸汽通道，导热均匀，冷却效果好，但该结构未考虑安装的问题。综上所述，现有技术的各类前缘防热方案都有一些缺陷，因此有必要提出一种满足吸气式高超声速飞行器设计要求，在性能和安装工艺上都有良好表现的防热结构一体化前缘。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种能够用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，以克服现有飞行器前缘各类防热方案中的防热效率低、导热不均匀、质量较重等缺陷。本专利技术的一种防热结构一体化前缘，用于为吸气式高超声速飞行器提供必要的气动外形和良好的防热效果。为了实现上述任务，本专利技术采取如下的技术解决方案：一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，包括外壁、支撑结构和连接件，所述的外壁包括依次层叠设置的防热层、管壁和吸液芯，外壁围成密闭的一体化前缘，外壁包围形成容置空间，支撑结构设置在容置空间内；一体化前缘外侧形成开放的腔体，连接件设置在腔体内。所述的一体化前缘为“∠”形。所述的管壁为构成蒸汽通道的壁面，材料为GH3536。还包括侧壁，侧壁设置在一体化前缘两侧面。所述吸液芯为液体工质流动通道，吸液芯材料为泡沫合金。所述吸液芯选择GH3625制成的泡沫合金，液体工质为金属钠。所述防热层为超高温陶瓷。所述支撑结构为柱状耐高温合金。所述连接件为肋板。与现有技术相比，本专利技术具有以下优点：本专利技术外壁由依次层叠设置的防热层、管壁和吸液芯组成，外壁围成密闭的一体化前缘，通过将飞行器前缘内部空间作为蒸汽通道，将前缘外壁作为“管壁”，形成了广义上的热管。基于热管概念，通过工质的相变将热量由高温端传递到低温端，以降低飞行器前缘驻点温度，实现前缘温度均匀化，保证飞行器在高速飞行时的温度在材料的许用范围内。本专利技术可应用于吸气式高超声速飞行器，保证其具有良好的气动效率和发动机进气效率，满足结构和防热要求，解决了尖锐前缘各类防热方案的问题和缺陷。相较于被动防热式前缘结构，本专利技术的结构质量更低，有利于飞行器减重。此外，本专利技术实现了前缘结构温度分布的均匀化，有利于减小结构热应力。且本专利技术的装置具有较强的可移植性，可根据具体飞行器形状及使用位置，任意改变结构尺寸。附图说明图1为韩海涛等设计的热管结构；图2为本专利技术防热结构一体化前缘的轴测图；图3为本专利技术图2中A处放大图；图4为本专利技术图2中B处放大图；图5为本专利技术前缘结构与机体连接件示意图；图6为本专利技术图5中C处放大图；图中：1.防热层；2.管壁；3.吸液芯；4.支撑结构；5.侧壁；6.连接件；7.连接孔；8.容置空间；9.腔体；10.外壁；11.外壁；12.毛细芯；13.蒸汽通道；14.侧板；15.尾挡板；16.加强肋。具体实施方式下面结合附图和具体实施对本专利技术做进一步详细说明。如图2至图6所示，本专利技术一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，包括防热层1、管壁2、吸液芯3、侧壁5、支撑结构4和连接件6。外壁10包括依次层叠设置的防热层1、管壁2和吸液芯3，外壁10围成密闭的一体化前缘，外壁10包围形成容置空间8，支撑结构4设置在容置空间8内；一体化前缘外侧形成开放的腔体9，连接件6设置在腔体9内。其中，一体化前缘为“∠”形。管壁2为构成蒸汽通道的壁面，材料为GH3536。侧壁5设置在一体化前缘两侧面；吸液芯3为液体工质流动通道，吸液芯3材料为泡沫合金。吸液芯3选择GH3625制成的泡沫合金，液体工质为金属钠。防热层1为超高温陶瓷。支撑结构4为柱状耐高温合金。支撑结构4支撑在容置空间8上下外壁之间。连接件6为肋板，肋板与腔体9的结构相匹配，多个肋板插入腔体9内，肋板上设置有多个连接孔7。所述防热层1即为前缘结构的外表面；所述管壁2为构成蒸汽通道的壁面；所述吸液芯3为液体工质流动通道；所述侧壁5为管壁的延伸；所述支撑结构4布置在管壁包围的空间中；所述连接件6用于与机体相连。防热层1使用超高温陶瓷，或类似的耐高温材料，以保持该结构在高温条件下的几何外形。管壁使用与工质材料相容且力学性能较好的材料，用于形成蒸汽通道，并防止工质外渗。吸液芯3使用与工质材料相容的泡沫合金，利用毛细作用引导液体工质流动。由于飞行器几何尺寸与该前缘结构尺寸相差较大，因此实际使用时需多组前缘结构拼接而成，故而需要侧壁。支撑结构为柱状高温合金，用于维持结构形状。连接件6为肋板等结构形式，主要根据实际机体需求进行选择。本专利技术的工作原理基于热管概念，通过工质的相变将热量由高温端传递到低温端，以降低飞行器前缘驻点温度，实现前缘温度均匀化，保证飞行器在高速飞行时的温度在材料的许用范围内。本专利技术在热管工质原来的基础上，脱离了“管”的概念，将飞行器前缘内部空间作为蒸汽通道，将前缘外壁作为“管壁”，形成了广义上的热管。实施例某型吸气式高超声速飞行器前缘半径为10mm，在典型弹道下前缘驻点位置最高温度约2346K，以此为输入条件，设计了防热结构一体化前缘。选用超高温陶瓷为外壁材料，金属钠作为热管冷却工质，GH3625制成的泡沫合金为热管吸液芯材料，GH3536为管壁材料。建立传热分析模型，进行仿真分析本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，其特征在于，包括外壁(10)、支撑结构(4)和连接件(6)，所述的外壁(10)包括依次层叠设置的防热层(1)、管壁(2)和吸液芯(3)，外壁(10)围成密闭的一体化前缘，外壁(10)包围形成容置空间(8)，支撑结构(4)设置在容置空间(8)内；一体化前缘外侧形成开放的腔体(9)，连接件(6)设置在腔体(8)内。

【技术特征摘要】
1.一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，其特征在于，包括外壁(10)、支撑结构(4)和连接件(6)，所述的外壁(10)包括依次层叠设置的防热层(1)、管壁(2)和吸液芯(3)，外壁(10)围成密闭的一体化前缘，外壁(10)包围形成容置空间(8)，支撑结构(4)设置在容置空间(8)内；一体化前缘外侧形成开放的腔体(9)，连接件(6)设置在腔体(8)内。2.如权利要求1所述的用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，其特征在于，所述的一体化前缘为“∠”形。3.如权利要求1所述的用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，其特征在于，所述的管壁(2)为构成蒸汽通道的壁面，材料为GH3536。4.如权利要求1所述的用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，其...

【专利技术属性】
技术研发人员：苟建军，龚春林，胡嘉欣，陈兵，王健磊，吴蔚楠，谷良贤，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61