一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮及其设计方法

技术领域

本申请属于飞机蒙皮领域，特别涉及一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮及其设计方法。

背景技术

乘波体高超声速飞行器在飞行过程中，其飞行高度和速度变化范围大，传统固定外形的高超声速飞行器结构很难始终保持高升阻比气动性能。为解决该问题，设计师提出了可变形乘波体飞行器的概念，主要通过改变乘波体腹部乘波面外形来实现。但乘波体高超声速飞行器需要满足耐高温、耐高压、耐激波冲击，这种极端环境使得结构变形难以实现，尤其是大变形蒙皮结构首当其冲，工作环境最为严苛。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮及其设计方法，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

本申请的第一个方面提供了一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，包括由外侧至内侧依次设置的气凝胶隔热层、弹性基体层以及高各向异性支撑层，其中，

所述气凝胶隔热层的材质为石墨烯增强硅气凝胶；

所述弹性基体层的材质为碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料；

所述高各向异性支撑层的材质为0泊松比复合材料。

可选地，所述弹性基体层与所述气凝胶隔热层通过粘接结合。

可选地，所述弹性基体层与所述气凝胶隔热层一体成型。

可选地，所述高各向异性支撑层与所述弹性基体层通过粘接结合。

可选地，所述高各向异性支撑层的材质为0泊松比碳纤维材料。

可选地，所述高各向异性支撑层的材质为0泊松比玻璃纤维材料。

本申请的第二个方面提供了一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮设计方法，基于如上所述的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，包括：

步骤一、获取柔性蒙皮的变形、承载以及耐高温性能要求；

步骤二、制备石墨烯增强硅气凝胶，得到气凝胶隔热层；

步骤三、制备碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料，得到弹性基体层；

步骤四、制备0泊松比复合材料，得到高各向异性支撑层；

步骤五、将气凝胶隔热层、弹性基体层以及高各向异性支撑层进行三层层合工艺设计，得到柔性蒙皮；

步骤六、对柔性蒙皮进行变形实验、承载实验以及热防护实验，重复步骤二至六，直至得到满足性能要求的柔性蒙皮。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，通过气凝胶来进行热防护，能够耐受1300°以上的高温，而且气凝胶具有大变形、高强度、宽温度范围稳定的机械性能和耐冲击的能力；碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料弹性基体也具有耐高温、高强度和大变形等能力；高各向异性支撑体可以进一步提高大变形蒙皮的弯曲刚度，同时保持大变形的能力；能够实现耐高温、耐高压、耐激波冲击和可大变形的蒙皮结构目的。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮示意图；

图2是本申请一个实施方式的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮剖视图；

图3是本申请一个实施方式的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮仰视图；

图4是本申请一个实施方式的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮设计方法流程图。

其中：

1-气凝胶隔热层；2-弹性基体层；3-高各向异性支撑层。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图4对本申请做进一步详细说明。

本申请的第一个方面提供了一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，如图1至3所示，为三层复合结构，包括由外侧至内侧依次设置的气凝胶隔热层1、弹性基体层2以及高各向异性支撑层3。

本申请的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，气凝胶隔热层1可以是石墨烯增强硅气凝胶或者其它耐高温气凝胶，弹性基体层2可以是碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料的弹性基体或者其它类似的复合材料形成的弹性基体；高各向异性支撑层3可以是如图3所示的0泊松比碳纤维复合材料支撑结构或者玻璃纤维复合材料支撑结构等类似材料的0泊松比支撑结构，高各向异性支撑层3具有内表面、外表面各方向力学性能差异大的特点，具备内表面各方向弹性模量小、外表面各方向弹性模量大的性能，且内表面某一方向应满足0泊松比要求，所采用的结构形式为二维或者三维点阵结构，通过增材制造的加工方式进行加工。本实施例中，气凝胶隔热层1与弹性基体层2可以通过粘接或者一体成型，弹性基体层2和高各向异性支撑层3可以通过粘接结合。

本申请的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，首先，气凝胶隔热层1为兼顾隔热性能与机械性能的高超声速飞行器隔热结构，能够耐受高达1300°以上的高温，同时具备稳定的机械性能，具备大变形的能力，能够满足自适应变形的需求；其次，碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料的弹性基体层2利用了弹纳米管高强度和弹性基体大变形的能力，具有高的剪裁设计性，能够同时实现大变形和高强度，而且具有耐高温的能力；最后，高各向异性弹性支撑层3通过曲梁结构和增强结构能够同时实现大变形和高承载的能力，且具有较高的各向异性，能够满足乘波体腹部乘波面大变形和高承载的能力。

本申请的可变形乘波体耐高温柔性蒙皮，能够同时满足耐高温、耐激波冲击、耐高压、大变形等功能需求，从而实现乘波体气动外形根据不同飞行环境和状态进行实时优化的功能，进而实现多任务、大包线飞行的要求，解决广空域宽速域范围内的乘波体气动性能匹配问题。综上，上述三层结构的结合能够很好的解决可变形乘波体耐高温、高承载、耐高压、大变形等技术瓶颈，具有良好的应用前景。

本申请的第二个方面提供了一种可变形乘波体耐高温柔性蒙皮设计方法，实施步骤流程图如图4所示，包括以下步骤：

步骤一、根据飞行器总体性能要求，获取柔性蒙皮的变形、承载以及耐高温性能要求；

步骤二、通过确定石墨烯比例、成型工艺进行石墨烯增强硅气凝胶设计，采用石墨烯增强硅气凝胶制作气凝胶隔热层1；

步骤三、通过弹性基体选型、确定碳纳米管比例、成型工艺进行碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料设计，采用碳纳米管与热塑性聚氨酯复合材料制作弹性基体层2；

步骤四、进行高各向异性弹性支撑体拓扑优化设计，采用0泊松比碳纤维或玻璃纤维材料的高各向异性弹性支撑体结构制作高各向异性支撑层3；

步骤五、将气凝胶隔热层1、弹性基体层2以及高各向异性支撑层3进行三层层合工艺设计，得到柔性蒙皮；

步骤六、对柔性蒙皮进行变形实验、承载实验以及热防护实验，重复步骤二至六，直至得到满足性能要求的柔性蒙皮。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。