一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构制造技术

本实用新型专利技术实施例提供一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，包括表层、连接层、隔热层、气凝胶层以及飞行器机身；所述表层的一侧设置有所述连接层，所述连接层远离所述表层的一侧设置有隔热层，所述隔热层远离所述连接层的一侧设置有气凝胶层，所述气凝胶层远离所述隔热层的一侧设置有飞行器机身；所述隔热层包括第一板、第二板以及设于所述第一板和第二板之间的蜂窝体。本实用新型专利技术实施例提供一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，有助于提高隔热效率。

A phase change heat insulation composite thermal protection structure for hypersonic vehicle

【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构
本技术属于高超声速飞行器多层热防护结构领域，具体涉及一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构。
技术介绍
高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器，具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。随着航天技术的发展，航天飞行器的飞行速度不断提高，服役环境越来越恶劣，有效的热防护系统可在飞行器结构面对剧烈的气动加热时为其提供足够的保护，使飞行器免于严酷的气动热环境的伤害而能保持更长时间的安全飞行。可靠的热防护系统是高性能飞行器安全飞行的关键系统之一，而对其防热结构的设计和防热材料的选择是热防护系统设计研制的关键。随着飞行器飞行速度的不断提高，飞行器的热防护问题成为限制飞行器发展的瓶颈。目前，多层热防护结构是热防护系统发展的重要方向。多层热防护结构可以大大提高热防护系统的防隔热效率，降低热防护系统的结构质量，增加飞行器的有效载荷，有效降低飞行器的制造和维护成本。对其热防护结构要求十分苛刻，单纯利用隔热材料已不能很好地满足应用要求。
技术实现思路
本技术的目的在于提供一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，有助于提高隔热效率。本技术所采用的技术方案为：本技术提供一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，所述飞行器包括飞行器机身，所述热防护结构包括表层、连接层、隔热层、气凝胶层；所述飞行器机身的外侧设置有气凝胶层，所述气凝胶层远离所述飞行器机身的一侧设置有隔热层，所述隔热层远离所述气凝胶层的一侧设置有连接层，所述连接层远离所述隔热层的一侧设置有所述表层；所述隔热层包括第一板、第二板以及设于所述第一板和第二板之间的蜂窝体。优选的，所述蜂窝体包括若干个蜂窝单元，每个所述蜂窝单元由五个蜂窝片相互围合形成，且所述蜂窝单元内部形成蜂窝腔。优选的，所述蜂窝腔内填充相变材料；所述第一板与所述蜂窝体、以及所述第二板与所述蜂窝体之间焊接。优选的，所述连接层用以连接所述表层和所述隔热层。优选的，所述表层采用C/C复合材料，和/或，所述连接层采用纳米磷酸盐胶。优选的，所述相变材料采用高温相变隔热材料，采用CN104591767A公布的制备方法制备而成。优选的，所述气凝胶层采用SiC气凝胶材料，能够耐1400℃温度。优选的，所述表层厚度为5～8mm，所述连接层的厚度为2～3mm，所述隔热层的厚度为30～35mm，所述气凝胶层的厚度可以为3-4mm，所述飞行器机身的厚度为8-12mm。优选的，每相邻的两个蜂窝单元相接触处共用一个蜂窝片。本技术的有益效果在于：1.本技术提供一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，有助于提高隔热效率。2.本技术实施例有助于提高热防护系统的防隔热效率，提升热防护系统的可用温度范围，降低热防护系统的密度和结构重量，有效降低飞行器的制造和维护成本。3.本技术实施例采用金属蜂窝结构作为隔热层的骨架。骨架可以为热防护结构提供一定的支撑承载，并且可以给相变材料固定的位置空间。4.隔热层金属蜂窝结构内部蜂窝腔填充相变材料，材料相变时候会大量吸热，因此可以极大的提高隔热层的隔热性能。5.在通过相变材料相变隔热后，通过气凝胶层可以进一步隔热，使最终到达飞行器表面只有小部分热量。6.本实施例中，采用SiC气凝胶材料(即CN110066175A公开的超轻碳化物陶瓷泡沫)，由于其低密度和大的开孔结构，在提高气相热阻隔和延长热传导路径方面具有较大的提高空间。SiC气凝胶材料(即CN110066175A公开的超轻碳化物陶瓷泡沫)具有轻质、高比强度、可耐1400℃的高温的特点。7.本技术实施例利用材料的相变吸收过多热量，可以阻止或延迟热量传入飞行器内部，使其控制仪器仪表正常地工作；并且在隔热层的一侧设置气凝胶层，可以进一步的隔热，使最终到达飞行器铝合金飞行器机身的温度符合铝合金材料的要求范围。附图说明为了更清楚地说明本技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是对本技术的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可根据提供的附图获得其他的附图。图1是本技术实施例提供的一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结结构示意图；图2是本技术实施例中金属蜂窝板立体结构示意图；图3是本技术实施例中金属蜂窝板局部结构示意图；(略去了第一板)图4是图3中A处局部放电示意图。附图说明：1表层；2连接层；3隔热层；31第一板；32第二板；33蜂窝体；331蜂窝片；332蜂窝腔；4气凝胶层；5飞行器机身。具体实施方式以下将结合实施例对本技术的构思、具体结构及产生的技术效果进行清楚、完整地描述，以充分地理解本技术的目的、特征和效果。显然，所描述的实施例只是本技术的一部分实施例，而不是全部实施例，基于本技术的实施例，本领域的技术人员在不付出创造性劳动的前提下所获得的其他实施例，均属于本技术保护的范围。实施例1本技术的实施例1提供一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，所述飞行器包括飞行器机身5，所述热防护结构包括表层1、连接层2、隔热层3、气凝胶层4；所述飞行器机身5的外侧设置有气凝胶层4，所述气凝胶层4远离所述飞行器机身5的一侧设置有隔热层3，所述隔热层3远离所述气凝胶层4的一侧设置有连接层2，所述连接层2远离所述隔热层3的一侧设置有所述表层1；所述隔热层3包括第一板31、第二板32以及设于所述第一板31和第二板32之间的蜂窝体33。进一步，所述隔热层3的厚度为30～35mm，所述隔热层3整体厚度优选为30mm。参见图2-4，所述蜂窝体33包括若干个蜂窝单元，每个所述蜂窝单元由五个蜂窝片331相互围合形成，且所述蜂窝单元内部形成蜂窝腔332。可选的，所述蜂窝单元的俯视图形状为正五边形。隔热层3采用若干个金属蜂窝单元以及两个金属板(第一板31和第二板32)作为骨架，形成金属蜂窝骨架。本实施例中，每相邻的两个蜂窝单元相接触处共用一个蜂窝片331。进一步，所述蜂窝腔332内填充相变材料。优选填充为高温相变隔热材料。具体的，CN104591767A(专利号：201510020733.6)公开了一种制备高温相变隔热材料的方法；本实施例的高温相变隔热材料采用由所述CN104591767A公布的制备方法制备而成。本实施例中，高温相变隔热材料相变温度温度在1200℃—1300℃，基体最高耐温达到1600℃，且制备的生产时间短，工艺简单，成本低，易于大规模工业化生产。所述第一板31与所述蜂窝体33、以及所述第二板32与所述蜂窝体33之间焊接。可选本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，所述飞行器包括飞行器机身(5)，其特征在于，所述热防护结构包括表层(1)、连接层(2)、隔热层(3)、气凝胶层(4)；/n所述飞行器机身(5)的外侧设置有气凝胶层(4)，所述气凝胶层(4)远离所述飞行器机身(5)的一侧设置有隔热层(3)，所述隔热层(3)远离所述气凝胶层(4)的一侧设置有连接层(2)，所述连接层(2)远离所述隔热层(3)的一侧设置有所述表层(1)；/n所述隔热层(3)包括第一板(31)、第二板(32)以及设于所述第一板(31)和第二板(32)之间的蜂窝体(33)。/n

【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器相变隔热复合热防护结构，所述飞行器包括飞行器机身(5)，其特征在于，所述热防护结构包括表层(1)、连接层(2)、隔热层(3)、气凝胶层(4)；
所述飞行器机身(5)的外侧设置有气凝胶层(4)，所述气凝胶层(4)远离所述飞行器机身(5)的一侧设置有隔热层(3)，所述隔热层(3)远离所述气凝胶层(4)的一侧设置有连接层(2)，所述连接层(2)远离所述隔热层(3)的一侧设置有所述表层(1)；
所述隔热层(3)包括第一板(31)、第二板(32)以及设于所述第一板(31)和第二板(32)之间的蜂窝体(33)。


2.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述蜂窝体(33)包括若干个蜂窝单元，每个所述蜂窝单元由五个蜂窝片(331)相互围合形成，且所述蜂窝单元内部形成蜂窝腔(332)。


3.根据权利要求2所述的热防护结构，其特征在于，所述蜂窝腔(332)内填充相变材料；
所述第一板(31)与所述蜂窝体(33)、以及所述第二板(32)与所述蜂窝体(33)之间焊接。
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【专利技术属性】
技术研发人员：罗世彬，胡海龙，戴婷，庙智超，
申请(专利权)人：湖南云顶智能科技有限公司，
类型：新型
国别省市：湖南;43