一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构制造技术

一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构，包含由外至内依次排列的耐高温涂层、高强度复合材料层、隔热层和轻质金属层；所述耐高温涂层为SiC+MoSi

A light thermal protection structure for hypersonic missile

A light thermal protection structure for hypersonic missiles, comprising a high temperature resistant coating, a high-strength composite material layer, a heat insulation layer and a light metal layer arranged from the outside to the inside; the high temperature resistant coating is SiC + MoSi

【技术实现步骤摘要】
一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构
本专利技术涉及高超声速导弹
，尤其是涉及一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构。
技术介绍
公知的，高超声速飞行器飞行时都存在气动加热现象，高速气流和弹体摩擦，在弹体的表面产生高温，热流通过弹体材料传导，使导弹内部的零部件升温，严重时可能导致导弹内部的零部件损坏，热防护结构设计是解决气动加热问题的关键技术之一，其中再入弹头、返回式卫星、航天飞机和载人飞船上的热防护技术已经成熟，但其热防护结构体积和重量较大，且结构复杂；例如航天飞机的热防护系统占系统重量的20％，给结构设计和重量控制带来了严峻的挑战，由此可知，热防护结构决定了飞行器的安全性、有效载荷和经济性，这也是导弹技术发展的重要方向，而且导弹的体积和重量趋向于小型化；在高超声速导弹上采用轻质热防护结构，可有效简化导弹热防护结构设计，减轻导弹的重量，因此，轻质热防护结构在高超声速导弹、临近空间高超声速飞行器等方面将具有广阔的应用前景。另外，轻质热防护结构经过改进设计，也可应用于飞行速度较低的导弹或其它飞行器的热防护结构中，对飞行器的安全性和经济性具有重要意义；目前，国内外对高超声速气动热的热防护主要基于耐高温材料和复合材料，并将耐高温材料和复合材料组合形成多种热防护结构，其中美国航天飞机的热防护结构为：外层为先进碳/碳热结构，中间为高温合金蜂窝和隔热层，内部为钛合金多层壁，英国HOTOL航天飞机的热防护结构为：外层为碳/碳热结构，中间为高温合金瓦和隔热毡，内部为钛合金多层壁；德国SANGER航天飞机的热防护结构为：外层为碳/碳热结构，中间为高温合金瓦，内部为钛合金多层壁；法国HERMES航天飞机的热防护结构为：外层为C/SiC复合材料，中间为陶瓷瓦，内部为柔性隔热毡；而国内采用的传统热防护结构由主结构、胶层、内层结构、绝热层和外层等组成，其各层的材质主要有：C/C复合材料防热结构、刚性陶瓷防热瓦热防护系统、柔性毡防热结构、盖板式防热结构等，在实际应用中，某些层材质还可以重复叠加，其总材料层数可达5～7层，此外，国内有些热防护结构中还增加了支撑板，从而使得结构及成型工艺复杂、体积大、重量重、价格也较昂贵；中国专利(公告号：CN103770954A)公开了一种高超声速飞行器大面积热防护装置，包括外隔热层、外防热层、内隔热层、钛合金层,其中：外隔热层和内隔热层为石英复合材料,外防热层为气凝胶材质，即两层石英复合材料间夹一层气凝胶，利用石英复合材料的结构强度使气凝胶层成形，利用钛合金层作为主要的承载结构，虽然该专利能够起到一定的防护气动热的作用，但该专利依靠钛合金层作为主要的承载结构，使得该专利的整体结构强度不足。
技术实现思路
为了克服
技术介绍
中的不足，本专利技术公开了一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构。为实现上述专利技术目的，本专利技术采用如下技术方案：一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构，包含由外至内依次排列的耐高温涂层、高强度复合材料层、隔热层和轻质金属层；所述耐高温涂层为SiC+MoSi2，所述高强度复合材料层为陶瓷基复合材料，所述隔热层为二氧化硅气凝胶，所述轻质金属层为钛合金；所述耐高温涂层、高强度复合材料层、隔热层和轻质金属层的各层厚度比例为1:4～5:5～4:2。优选的，所述耐高温涂层、高强度复合材料层、隔热层和轻质金属层的各层厚度比例为1:4:5:2。优选的，所述耐高温涂层、高强度复合材料层、隔热层和轻质金属层的各层厚度比例为1:5:4:2。由于采用如上所述的技术方案，本专利技术具有如下有益效果：本专利技术公开的用于高超声速导弹的轻质热防护结构，结构简单，隔热效果好，而且加工工艺和成型比较简便，技术易于实现，抗压时变形较小，重量轻，既具有较高的强度，可承载长时间的气动载荷的作用，又能降低气动热对导弹内部元器件的影响；利用高强度复合材料作为结构支撑，可满足承受导弹高超声速飞行产生的气动载荷要求，而且变形较小；利用耐高温涂层材料可经受高温热流，也能向外辐射部分热能；隔热材料能阻滞热能向弹体内部的传递，降低高超声速导弹飞行产生的气动热对弹体内部载荷的影响；轻质金属层为钛合金，利用钛合金的强度高、耐蚀性好、耐热性高等优良性能，能够对导弹内部的零部件起主要支撑作用；本专利技术的轻质热防护结构可广泛应用于以高速或高超声速飞行的空空导弹、空地导弹和其它高超声速飞行器的热防护结构；此外本专利技术还能用于临近空间高超声速飞行器或其它高速飞行器的热防护。附图说明图1为本专利技术的结构示意图。图2为图1的A部放大示意图。图中：1、耐高温涂层；2、高强度复合材料层；3、隔热层；4、轻质金属层。具体实施方式通过下面的实施例可以详细的解释本专利技术，公开本专利技术的目的旨在保护本专利技术范围内的一切技术改进。结合附图1～2，一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构，包含由外至内依次排列的耐高温涂层1、高强度复合材料层2、隔热层3和轻质金属层4；所述耐高温涂层1为SiC+MoSi2，能够承受高温，并能向外部辐射部分能量，减少了高温热流向内部传递；所述高强度复合材料层2为陶瓷基复合材料，陶瓷基复合材料具有高强度和刚度，能够起到支撑作用，即在受到高速气流的高温和压力共同作用时仍能保持导弹弹体基本不变形；所述隔热层3为二氧化硅气凝胶，能够有效的阻滞高温热流向内部传递，延长热传导的时间；所述轻质金属层4为钛合金，对导弹内部的零部件起主要支撑作用；所述耐高温涂层1、高强度复合材料层2、隔热层3和轻质金属层4的各层厚度比例为1:4～5:5～4:2；根据需要，正常飞行条件下，耐高温涂层1、高强度复合材料层2、隔热层3和轻质金属层4的厚度比例为1:4:5:2，当导弹飞行时载荷或过载较大时，耐高温涂层1、高强度复合材料2、隔热层3、轻质金属4的厚度比例可调整为1:5:4:2。实施本专利技术所述的用于高超声速导弹的轻质热防护结构，只需将本专利技术作成需要被热防护结构保护的本体的外壳即可。本专利技术未详述部分为现有技术。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构，其特征是：包含由外至内依次排列的耐高温涂层(1)、高强度复合材料层(2)、隔热层(3)和轻质金属层(4)；所述耐高温涂层(1)为SiC+MoSi

【技术特征摘要】
1.一种用于高超声速导弹的轻质热防护结构，其特征是：包含由外至内依次排列的耐高温涂层(1)、高强度复合材料层(2)、隔热层(3)和轻质金属层(4)；所述耐高温涂层(1)为SiC+MoSi2，所述高强度复合材料层(2)为陶瓷基复合材料，所述隔热层3为二氧化硅气凝胶，所述轻质金属层(4)为钛合金；所述耐高温涂层(1)、高强度复合材料层(2)、隔热层(3)和轻质金属层(4)的各层厚度比例...

【专利技术属性】
技术研发人员：周树平，陈景昊，文锋，穆学桢，
申请(专利权)人：中国空空导弹研究院，
类型：发明
国别省市：河南;41