本发明专利技术属于热防护技术领域，具体涉及一种自开型耗散冷却装置及热防护方法。该自开型耗散冷却装置包括控制面壳体和设置在控制面壳体内侧的热防护层，热防护层包括支撑基体、分散于支撑基体内的孔网络结构、填充在孔网络结构内的蒸发工质、用于蒸气有序排散的排气通道以及用于自行开启排气通道的槽道封口阀塞；排气通道的一端延伸至支撑基体处，另一端延伸至控制面壳体的外表面处。本发明专利技术公开自开型耗散冷却装置通过蒸发工质的蒸发吸热将外部短时极端高热流传递来的热量排出控制面壳体，实现了对控制面壳体的一次性热防护，有效避免了外部高温对控制面的超温形变和烧蚀。部高温对控制面的超温形变和烧蚀。部高温对控制面的超温形变和烧蚀。
【技术实现步骤摘要】
一种自开型耗散冷却装置及热防护方法
[0001]本专利技术属于热防护
，尤其是涉及一种自开型耗散冷却装置及热防护方法。
技术介绍
[0002]热防护是确保航空航天飞行器能抵抗高温气流的破坏、实现可靠运行的关键问题。例如，导弹的气动控制面（如方向舵、体襟翼、襟副翼等）是导弹高马赫数飞行过程稳定飞行姿态、实现机动性的关键部件，尤其是方向舵由于前缘尖、厚度薄、展弦比小，面临的飞行热环境往往十分严酷。航天飞行器在重返大气层时会长时间在大气层中超高速飞行，气动加热环境十分恶劣，飞行器的气动控制面温度会很高。因此，如何高效及时散除控制面的热量，保证控制面主体结构不受到热损伤，阻隔外部热流向控制面内部传递以避免控制面的超温失效是目前热防护技术亟待解决的主要问题。
[0003]现有热防护方法包括热沉式防热、辐射防热、烧蚀式防热以及发汗冷却防热。
[0004]热沉式防热采用热容大的材料制成防热层，依靠防热层材料吸收大部分外界加热量，这种防热层受材料热容极限限制，使用温度不能太高，否则防热层材料容易熔化或者受氧化破坏。
[0005]辐射防热依靠与外蒙皮的辐射散热，因此这种防热需要外蒙皮兼顾较好的辐射系数和抗高温能力，对材料性能要求较高。
[0006]烧蚀式防热依靠烧蚀材料受热分解和氧化燃烧带走热量，其缺点为控制面各部分因热环境不同，烧蚀层各处的厚度变化较大，会破坏飞行器飞行过程中的表面空气动力学。
[0007]发汗冷却防热利用发汗剂在压力作用下从控制面多孔壁中排出，依靠发汗剂迅速扩散蒸发，吸收大量的热，在控制面形成完全连续的附面层，该附面层又可隔离高温主流与控制面，发汗冷却拥有极高的冷却效率，能长时间进行热防护。
[0008]虽然发汗冷却相对于其他三种热防护在解决热防护方面有着上述一系列的优点，但其系统结构却较为复杂，且在蒸汽堵塞、温度振荡上仍存在技术上亟待解决的问题。基于上述热防护所存在的问题，本专利技术提供一种结构简单且能有效解决蒸汽堵塞的一次性用热防护装置。
技术实现思路
[0009]本专利技术的目的在于提供一种自开型耗散冷却装置及热防护方法，用于克服现有的被动式热防护技术热排散难、控制面易变形烧蚀等问题，该装置基于孔网络结构
‑
自开型沟槽的结构设计，用以解决蒸汽堵塞，利用蒸发工质快速吸热蒸发，当沟槽内压力/温度达到临界条件而自发打开排气通道，用以排散蒸气将热量直接带离控制面以冷却控制面，实现对控制面在外部短时极端高热流气动加热环境中的一次性用热防护。
[0010]第一方面，本专利技术提供的一种自开型耗散冷却装置，采用如下的技术方案：一种自开型耗散冷却装置，包括流线型的控制面壳体和设于控制面壳体内壁上的
热防护层，其中，所述热防护层包括支撑基体，其固定于控制面壳体的内壁上，用于承载外部压力、保持控制面形体不变形以及作为安装基体；孔网络结构，分散于支撑基体内；蒸发工质，在一个大气压下沸点为x(℃)，填充于孔网络结构内，用于吸热蒸发以降低控制面壳体的温度；排气通道，开设于控制面壳体上，一端延伸至支撑基体处，另一端延伸至控制面壳体的外表面处，用于蒸发工质的排放；以及槽道封口阀塞，位于排气通道内，在温度超过m(℃)时能够自行开启，在温度低于n(℃)时能够填充于排气通道内以将排气通道密封住，用于排气通道的打开与关闭；其中，m为大于或等于1100的实数，n为小于或等于m的实数，x为小于等于m且大于或等于n的实数。
[0011]优选的，所述排气通道与所述孔网络结构连通。
[0012]优选的，所述控制面壳体为碳化硅细粉采用冷等静压成型结合无压烧结制备技术制备而成的致密碳化硅壳层。
[0013]优选的，所述支撑基体为掺杂有造孔剂的碳化硅固体颗粒采用原位烧结技术制备而成的内部分散有所述孔网络结构的多孔隙结构体。
[0014]优选的，所述孔网络结构为含有k个阶梯孔隙宽度而相互联结成具有取向的孔隙网络，第i阶梯孔隙的平均孔隙宽度D
i
与第i+1阶梯孔隙的平均孔隙宽度D
i+1
之间满足D
i
/D
i+1
=L的关系；其中，k为大于或等于2的正整数，i为小于或等于k
‑
1的整数，L为大于或等于1的实数。
[0015]优选的，所述蒸发工质的物质材料包括但不限于金属材料以及合金材料；所述金属材料包括但不限于在一个大气压下沸点为883(℃)的金属钠和沸点为907(℃)金属锌。
[0016]优选的，所述排气通道由间隔等距分布的j条槽道组成；其中，j为大于或等于3的整数，并且所述排气通道中的每条槽道截面形状均为单连通拓扑规律的规则形状，该规则形状包括但不限于矩形、圆形、三角形、平行四边形以及正多边形。
[0017]优选的，所述槽道封口阀塞为在一个大气压下熔点为y(℃)的固体材料，其中，y为小于或等于m且大于或等于x的实数；所述固体材料包括但不限于金属材料和合金材料；所述金属材料包括但不限于在一个大气压下熔点为961(℃)的金属银、熔点为1062(℃)的金属金以及熔点为1085(℃)的金属铜。
[0018]第二方面，本专利技术提供的一种自开型耗散冷却装置热防护方法，采用如下的技术方案：一种自开型耗散冷却装置热防护方法，其应用于上述任一项所述的一种自开型耗散冷却装置，包括下列步骤：S1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳
体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；S2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；S3，所述蒸发工质蒸发形成的蒸汽通过排气通道排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
[0019]第三方面，本专利技术提供的一种自开型耗散冷却装置热防护方法，采用如下的技术方案：一种自开型耗散冷却装置的热防护方法，其应用于上述第二项所述的一种自开型耗散冷却装置，包括下列步骤：S1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；S2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；S3，所述蒸发工质吸热蒸发形成的蒸汽直接通过孔网络结构进入到排气通道内快速排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
[0020]综上所述，本专利技术包括以下有益技术效果：1. 该装置利用蒸发工质的蒸发吸热将外部短时极端高热流环境传递给控制面壳体的热量转移到蒸发工质的蒸气上，同时采用孔网络结构提高孔内蒸发工质的薄膜蒸发效能，并结合原本封闭的沟槽排气口能在控制面内部温度/压力升至临界条件时能自行打开的特点，依靠能提供蒸气流通通道和减少蒸气流动阻力的槽道快速将带有热量的蒸气排散出控制面，通过热量耗散冷却形式实现了对控制面的热防护，避免外部高温对控制面的超温形变和烧蚀。
[0021]2. 本专利技术以孔网本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，包括流线型的控制面壳体和设于控制面壳体内壁上的热防护层，其中，所述热防护层包括支撑基体，其固定于控制面壳体的内壁上，用于承载外部压力、保持控制面形体不变形以及作为安装基体；孔网络结构，分散于支撑基体内；蒸发工质，在一个大气压下沸点为x(℃)，填充于孔网络结构内，用于吸热蒸发以降低控制面壳体的温度；排气通道，开设于控制面壳体上，一端延伸至支撑基体处，另一端延伸至控制面壳体的外表面处，用于蒸发工质的排放；以及槽道封口阀塞，位于排气通道内，在温度超过m(℃)时能够自行开启，在温度低于n(℃)时能够填充于排气通道内以将排气通道密封住，用于排气通道的打开与关闭；其中，m为大于或等于1100的实数，n为小于或等于m的实数，x为小于等于m且大于或等于n的实数。2.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述排气通道与所述孔网络结构连通。3.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述控制面壳体为碳化硅细粉采用冷等静压成型结合无压烧结制备技术制备而成的致密碳化硅壳层。4.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述支撑基体为掺杂有造孔剂的碳化硅固体颗粒采用原位烧结技术制备而成的内部分散有所述孔网络结构的多孔隙结构体。5.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述孔网络结构为含有k个阶梯孔隙宽度而相互联结成具有取向的孔隙网络，第i阶梯孔隙的平均孔隙宽度D
i
与第i+1阶梯孔隙的平均孔隙宽度D
i+1
之间满足D
i
/D
i+1
=L的关系；其中，k为大于或等于2的正整数，i为小于或等于k
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1的整数，L为大于或等于1的实数。6.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述蒸发工质的物质材料包括但不限于金属材料以及合金材料；所述金属...
【专利技术属性】
技术研发人员：吴苏晨，尹宗军，王贺，邓梓龙，张程宾，陈永平，
申请(专利权)人：东南大学，
类型：发明
国别省市：
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