一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构制造技术

本发明专利技术公开了一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，属于高超声速临近空间飞行器热防护技术领域。包括：承力壳体；热防护层，热防护层包括隔热层和防热层，防热层内壁设置有网格状的防热层加强筋，所述隔热层设置在防热层加强筋的网格内，隔热层表面设有隔热层包覆蒙皮；防热层、隔热层包覆蒙皮、防热层加强筋在预浸料状态即与隔热层通过缝合线缝合成一体，再整体高温固化为防隔热一体化结构；粘接层位于承力壳体和热防护层之间，粘接层为具有耐高温和热匹配性能的粘接剂。本发明专利技术采用防隔热一体化热防护层并用耐高温粘接剂粘接在承力壳体上，可避免飞行器热防护结构负曲率部位出现界面分离。

An integrated thermal protection structure of heat insulation for the shape of negative curvature

The invention discloses an integrated thermal protection structure for heat insulation which is suitable for negative curvature shape, belonging to the technical field of thermal protection for hypersonic near space vehicle. It includes: bearing shell; thermal protection layer, which includes thermal insulation layer and heat-proof layer. The inner wall of the heat-proof layer is provided with grid like heat-proof layer reinforcing ribs, the heat-proof layer is arranged in the grid of the heat-proof layer reinforcing ribs, and the surface of the heat-proof layer is provided with the heat-proof layer covering skin; the heat-proof layer, the heat-proof layer covering skin, and the heat-proof layer reinforcing ribs are sewn with the heat-proof layer through suture in the prepreg state The adhesive layer is located between the bearing shell and the thermal protection layer, and the adhesive layer is an adhesive with high temperature resistance and thermal matching performance. The invention adopts an integrated thermal protection layer of heat insulation and high temperature resistant adhesive to be bonded on the bearing shell, so as to avoid the interface separation at the negative curvature part of the thermal protection structure of the aircraft.

【技术实现步骤摘要】
一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构
本专利技术涉及高超声速临近空间飞行器热防护
，具体是涉及一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构。
技术介绍
高超声速临近空间飞行器(一般指飞行速度超过5马赫，全程在大气层内飞行的飞行器)由于具有飞行速度高、突防能力强等特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，目前已成为国内外武器与航天器发展的主要方向。飞行器在大气层内以高超声速飞行时，气动加热非常严重，飞行器外表面的热防护问题一直是高超声速临近空间飞行器设计需要重点解决的问题。常见高超声速飞行器外表面的热防护结构一般为热防护层与承力层复合而成的多层结构，热防护层可为单层防热层或防热层与隔热层组合的复合结构。热防护层一般有两种方式与承力层复合：最常用的一种是将预浸布通过缠绕或铺层等方式预固定在承力层上，再随承力层一起固化成型。另一种是通过模具将热防护层直接固化成型，再套装到承力壳体外表面，热防护层与承力层之间再通过粘接层进行连接。这两种结构都存在飞行过程中的高温条件下，防热层、隔热层、承力壳体之间的界面容易出现粘接失效而分离的问题；但对于正曲率外形，出现局部界面脱粘后，依靠外形闭合的防热层的约束力，各层界面之间仍然可以贴合，对热防护整体结构影响不大，问题不突出。为获得较高的升阻比，高超声速临近空间飞行器对气动外形有较高的要求，一般设计为异形曲面的升力体外形，有的需要设计成带有负曲率的气动外形，但负曲率气动外形给高超声速飞行器的防热、隔热设计带来新的挑战：(1)在飞行过程中的高温条件下，防热层、隔热层、承力壳体之间的粘接失效而分离后，对于存在负曲率外形的热防护结构，外形闭合的防热层在负曲率部位的没有约束力，因此，负曲率部位各层之间界面最先出现分离；同时，由于承力壳体的热膨胀比一般比防热层的热膨胀大，使得防热层在圆周方向的拉应力增加，进一步加剧了负曲率部位各层之间界面的分离。负曲率部位出现界面分离后，在高速气动载荷作用下，出现界面分离的部位的防热层应力会迅速增大，极易出现破坏，从而导致整个防热层破坏、飞行器结构破坏。(2)防热层成型过程中，纤维布或预浸料需要铺覆在承力壳体或工装上，对于存在负曲率外形的热防护结构，由于纤维布或预浸料在平面内的变形能力较差，铺覆过程中，负曲率部位容易出现褶皱，成型的防热层会出现局部隆起或局部孔洞等缺陷，进而影响防热层热防护性能。(3)对于采用预浸布缠绕或铺层预固定在承力层上，再随承力层一起固化成型的方式成型防热层，除了上述问题外，还存在负曲率部位由于缠绕、铺层张紧力难以控制，使得负曲率部位防热层材料性能难以保证；同时，由于承力壳体的热膨胀比防热层的大，固化后承力壳体收缩较多，负曲率部位的防热层和承力壳体之间的会最先出现界面分离。因此，需要研究适用于负曲率外形飞行器使用，同时兼具优良抗烧蚀性能、防隔热性能以及热匹配性能的热防护结构。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了克服上述
技术介绍
中位于负曲率部位各层之间界面容易出现分离的不足，提供一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构。本专利技术提供一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，包括：承力壳体；热防护层，所述热防护层包括隔热层和防热层，所述防热层内壁设置有网格状的防热层加强筋，所述隔热层设置在防热层加强筋的网格内，隔热层表面设有隔热层包覆蒙皮；所述隔热层包覆蒙皮、防热层加强筋、防热层在预浸料状态下即与隔热层通过缝合线缝合成一体；粘接层，所述粘接层位于承力壳体和热防护层之间，所述粘接层将热防护层粘接在承力壳体上。优选方案：所述防热层、隔热层包覆蒙皮及防热层加强筋均是由多层预浸料层叠并高温固化而成，所述预浸料是由一定厚度的立体石英织物浸渍酚醛树脂制成。优选方案：所述隔热层为气凝胶复合材料。优选方案：所述粘接层为具有耐高温和热匹配性能的粘接剂，所述粘接层内设有多个通孔。优选方案：所述通孔的轴线与所述粘接层的厚度方向垂直。优选方案：所述缝合线为石英纤维材料。在上述技术方案的基础上，与现有技术相比，本专利技术的优点如下：本专利技术的一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，该一体化热防护结构可有效解决具有负曲率外形的高超声速临近空间飞行器负曲率部位防热层、隔热层、承力壳体之间的界面容易出现分离的问题，提高飞行器在高速气动载荷作用下，负曲率部位抵抗破坏的能力，从而保证飞行器热防护结构可靠工作。1)本专利技术的粘接层是一种的具有良好高温粘接性能、良好热匹配性能的带通孔粘接层结构，从而保证负曲率部位不出现界面分离现象，避免了在高速气动载荷作用下，负曲率部位容易破坏的风险。粘接层的良好高温粘接性能使得飞行器在飞行过程中的高温条件下，热防护层与承力壳体之间的粘接牢固；粘接层的良好热匹配性能解决飞行器能适应高温条件下，承力壳体膨胀量比热防护层大而导致的承力壳体与热防护层变形协调问题；带通孔的粘接层结构既可以降低粘接层的压缩模量，进而提高承力壳体与热防护层变形协调能力，还为高温条件下热防护层碳化产生的气体提供了排气通道，降低热防护层与承力壳体之间由于气体内压而剥离的风险。2)本专利技术的防热层、隔热层包覆蒙皮及防热层加强筋采用的立体织物，具有一定的变形能力，在铺覆过程中，在负曲率部位避免出现褶皱，进而减少局部隆起或局部孔洞等缺陷，提高热防护层的性能。3)本专利技术的热防护层设有隔热层和防热层，防热层内壁设置有网格状的防热层加强筋，隔热层设置在防热层加强筋的网格内，隔热层表面设有隔热层包覆蒙皮；防热层、隔热层包覆蒙皮、防热层加强筋在预浸料状态即与隔热层通过缝合线缝合成一体，再整体高温固化为防隔热一体化结构。本热防护层可避免飞行器热防护结构负曲率部位出现界面分离，有效提高飞行器在高速气动载荷作用下，负曲率部位抵抗破坏的能力，从而保证飞行器结构可靠工作。附图说明图1是本专利技术实施例的热防护结构纵向剖面的结构示意图；图2是本专利技术实施例的热防护结构横截面示意图。附图标记：1-热防护层，2-粘接层，3-承力壳体，11-防热层，12-隔热层，13-隔热层包覆蒙皮，14-防热层加强筋，15-缝合线。具体实施方式下面结合附图及具体实施例对本专利技术作进一步的详细描述。实施例1参见图1和图2所示，本专利技术实施例提供一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，该一体化热防护结构由承力壳体3、热防护层1和粘接层2组成。其中，承力壳体3为轻质高强的金属材料，承力壳体3主要起承载作用。热防护层1包括隔热层12和防热层11，防热层11内壁设置有网格状的防热层加强筋14，隔热层12设置在防热层加强筋14的网格内，在隔热层12表面设有隔热层包覆蒙皮13。该防热层加强筋14呈网格状排布，防热层加强筋14为隔热层12的排布提供空间，由于本实施例的隔热层12采用的是具有低导热系数、低密度的隔热材料，因此将隔热层12设置在防热层加强筋14的网格内，防止隔热层12受外力变本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，其特征在于，包括：/n承力壳体(3)；/n热防护层(1)，所述热防护层(1)包括隔热层(12)和防热层(11)，所述防热层(11)内壁设置有网格状的防热层加强筋(14)，所述隔热层(12)设置在防热层加强筋(14)的网格内，隔热层(12)表面设有隔热层包覆蒙皮(13)；所述隔热层包覆蒙皮(13)、防热层加强筋(14)、防热层(11)在预浸料状态下即与隔热层(12)通过缝合线(15)缝合成一体；/n粘接层(2)，所述粘接层(2)位于承力壳体(3)和热防护层(1)之间，所述粘接层(2)将热防护层(1)粘接在承力壳体(3)上。/n

【技术特征摘要】
1.一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，其特征在于，包括：
承力壳体(3)；
热防护层(1)，所述热防护层(1)包括隔热层(12)和防热层(11)，所述防热层(11)内壁设置有网格状的防热层加强筋(14)，所述隔热层(12)设置在防热层加强筋(14)的网格内，隔热层(12)表面设有隔热层包覆蒙皮(13)；所述隔热层包覆蒙皮(13)、防热层加强筋(14)、防热层(11)在预浸料状态下即与隔热层(12)通过缝合线(15)缝合成一体；
粘接层(2)，所述粘接层(2)位于承力壳体(3)和热防护层(1)之间，所述粘接层(2)将热防护层(1)粘接在承力壳体(3)上。


2.如权利要求1所述的一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，其特征在于：
所述防热层(11)、隔热层包覆蒙皮(13)及防热层...

【专利技术属性】
技术研发人员：范开春，胡善刚，陈兴峰，王辉，郭辉荣，林雪峰，杨攀，程昌，王盛龙，朱璇，马治，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北;42