一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，具体是一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构。

背景技术

高超声速飞行器正朝着高马赫、长航时的方向发展，热防护问题日益成为限制其性能进一步提升的关键性因素。高超声速飞行器的气动加热问题十分复杂，其头锥、翼舵前缘、舵轴缝隙、干扰区等都会由于高速气流的滞止或激波的压缩作用而导致严酷的气动加热，且随着马赫数的提升而急剧增加。因此，发展高效稳定的主动热防护系统，是解决高超声速飞行器问题的关键技术之一。

目前广泛采用的烧蚀热防护虽然可以承受高热流的冲击，但是难以长时间的对飞行器表面进行热防护，且烧蚀导致的外形变化会影响气动力的精确预示，且这种方案往往不带冷却剂吸热。现有的一些质量引射式主动热防护技术方案能携带冷却剂，能承受高强度的热环境，能长时间使用，通过更换冷却剂可重复使用，在长航时高超声速飞行器局部热防护方面具有很大的应用潜力，其中，采用液态冷却剂的发汗冷却具有较好的冷却效果，是未来高超声速飞行器热防护系统的备选方案之一，如图1所示。但是由于飞行器的曲面效应，激波干扰效应等，飞行器表面的热、力载荷分布及其不均，高热流区域的压力往往也是最高的，导致冷却剂供应最少，这种倒挂导致局部冷却剂供应不足或供应过量，甚至两种现象同时存在。这就导致了前缘不同部位冷却不均匀、冷却效率不高、热防护效果不佳的问题。

目前关于这一问题的改进主要通过结构改进来实现流量的分区控制，包括非等厚壁设计、梯度孔隙率、冷却剂分流道控制等，为了更好的应对这种热、力载荷分布不均的现象，进一步提高热防护效果，需要探索新型的冷却剂控制技术，提高发汗冷却技术的效率，提升其工程化应用潜力。

发明内容

为克服现有技术的不足，本发明提供了一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构，解决现有技术存在的前缘不同部位冷却不均匀、冷却效率不高、热防护效果不佳的问题。

本发明解决上述问题所采用的技术方案是：

一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构，包括机身、与机身连接的前缘体，所述前缘体外覆盖有热解炭化材料层，所述前缘体内连接有冷却腔，所述冷却腔连接有冷却剂供给通道，所述前缘体上设有若干冷却剂通道，所述冷却剂通道与所述热解炭化材料层、所述冷却腔分别连通，所述冷却剂供给通道用于连接冷却剂供给装置。

本发明的多孔结构由炭化材料热解形成，且由于冷却剂与热解炭化材料层的材料充分换热，对炭化材料（如树脂等）的热解形成抑制，因此形成随热流强度不同而不同的梯度变化孔隙率多孔结构,形成梯度变化的孔隙率。本发明根据前缘体不同部位受热冲击情况不同，分阶段形成对外界热流自适应的调整，从而使冷却剂能根据不同部位热流情况自动调整经冷却剂通道与热解炭化材料层的量，从而动态调节发汗冷却剂进入前缘体不同部位的流量，提高了热防护效果。与此同时，高热区域最先被吸热防护，低热区域随着热冲击增加进一步启动防护，这大幅提高了冷却效率。从时空两个维度实现对外界热流的动态匹配，自适应激活发汗冷却机制和自适应形成梯度冷却，提高了热防护效果，优化调整冷却剂的使用量。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层厚度恒定，所述冷却剂通道的密度沿前缘体尖端沿平缓区域逐步减小。

由于前缘体尖端受空气阻力更大，受热冲击最大，而前缘体表面越平缓，受空气阻力越小，受热冲击最小；以上的设置，有利于根据前缘体不同部位提供不同热交换面积的通道供冷却剂与热解炭化材料层进行热交换，从而进一步使得换热均匀，进一步有利于保持前缘体温度恒定。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层厚度从前缘体尖端沿平缓区域逐步增加，所述冷却剂通道的密度恒定。

热解炭化材料层厚度从前缘体尖端沿平缓区域逐步增加，有利于根据前缘体不同部位提供不同的冷却剂流量，从而进一步使得换热均匀，进一步有利于保持前缘体温度恒定。

作为一种优选的技术方案，所述冷却剂供给装置供应液态冷却剂。

液态冷却剂可吸收热量大，且流动性好。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层与机身平滑连接。

热解炭化材料层与机身平滑连接，有利于防止外部热流从热解炭化材料层与机身的连接间隙进入前缘体，也有利于防止冷却剂从热解炭化材料层与机身的连接间隙外溢，更好地保证了热防护效果，减少冷却剂浪费。

作为一种优选的技术方案，所述前缘体包括多孔结构。

多孔结构便于与外界热交换，降低进入前缘体的热流。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层为热解温度低于所述前缘体的安全使用温度的材料结构。

这避免了温度过高影响了前缘体的安全使用而热解炭化材料层并未热解的不利情形，提高了本发明的可靠性。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层为热解温度低于自身烧蚀温度的材料结构。

这避免了整个热解炭化材料层烧蚀毁坏，热解时可只热解炭化材料，而保留骨架，热解炭化材料层炭化材料只热解，而材料骨架不烧蚀，能维持结构外形不变，用于通风及与前缘体、冷却剂热交换。

作为一种优选的技术方案，所述前缘体为飞行器的头锥、舵前缘、进气道唇口、发动机壁面、尾喷管中的一种或几种。

将本发明用于飞行器的以上部位的一种或几种，扩大了适用范围和应用场景，有利于对飞行器实施多部位的热防护。

本发明相比于现有技术，具有以下有益效果：

（1）本发明的多孔结构由炭化材料热解形成，且由于冷却剂与热解炭化材料层的材料充分换热，对炭化材料（如树脂等）的热解形成抑制，因此形成随热流强度不同而不同的梯度变化孔隙率多孔结构。本发明根据前缘体不同部位受热冲击情况不同，分阶段形成对外界热流自适应的调整，从而使冷却剂能根据不同部位热流情况自动调整经冷却剂通道与热解炭化材料层的量，从而动态调节发汗冷却剂进入前缘体不同部位的流量，提高了热防护效果；与此同时，高热区域最先被吸热防护，低热区域随着热冲击增加进一步启动防护，这大幅提高了冷却效率，从时空两个维度实现对外界热流的动态匹配，自适应激活发汗冷却机制和自适应形成梯度冷却，提高了热防护效果，优化调整冷却剂的使用量；

（2）本发明有利于根据前缘体不同部位提供不同热交换面积的通道供冷却剂与热解炭化材料层进行热交换，从而进一步使得换热均匀，进一步有利于保持前缘体温度恒定；

（3）本发明有利于根据前缘体不同部位提供不同的冷却剂流量，从而进一步使得换热均匀，进一步有利于保持前缘体温度恒定；

（4）本发明液态冷却剂可吸收热量大，且流动性好；

（5）本发明多孔结构便于与外界热交换，降低进入前缘体的热流；

（6）本发明所述热解炭化材料层为热解温度低于所述前缘体的安全使用温度的材料结构，避免了温度过高影响了前缘体的安全使用而热解炭化材料层并未热解的不利情形，提高了本发明的可靠性；

（7）本发明所述热解炭化材料层为热解温度低于自身烧蚀温度的材料结构，避免了整个热解炭化材料层烧蚀毁坏，热解炭化材料层炭化材料只热解，而材料骨架不烧蚀，能维持结构外形不变，用于通风及与前缘体、冷却剂热交换；

（8）本发明便于用于飞行器的以上部位的一种或几种，扩大了适用范围和应用场景，有利于对飞行器实施多部位的热防护。

附图说明

图1为本发明的发汗冷却原理示意图；

图2至图4为本发明随着飞行器速度增加的自适应冷却过程示意图；

其中，图2为初始状态被动防护图，图3为热解激活半主动防护图，图4为发汗激活主动热防护图；

图5为本发明的结构示意图；

图6为本发明所述前缘体包括多孔结构的结构示意图。

附图中标记及相应的零部件名称：1、前缘体，2、冷却剂通道，3、热解炭化材料层，4、冷却腔，5、冷却剂供给通道，6、机身，7、多孔结构。

具体实施方式

下面结合实施例及附图，对本发明作进一步的详细说明，但本发明的实施方式不限于此。

实施例1

如图1至图6所示，一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构，包括机身6、与机身6连接的前缘体1，所述前缘体1外覆盖有热解炭化材料层3，所述前缘体1内连接有冷却腔4，所述冷却腔4连接有冷却剂供给通道5，所述前缘体1上设有若干冷却剂通道2，所述冷却剂通道2与所述热解炭化材料层3、所述冷却腔4分别连通，所述冷却剂供给通道5用于连接冷却剂供给装置。

如图2所示，飞行器升空前或低空低速飞行时，热解炭化材料层3的温度低于其热解温度，热解炭化材料层3是封闭的，冷却剂无法渗入，热解炭化材料层3不存在孔隙结构，此时为被动热防护，热解炭化材料层3可以阻止环境和外流中颗粒物对冷却剂通道2的阻塞，也可以防止冷却腔4内冷却剂通过冷却剂通道2向外泄露；如图3所示，随着飞行器加速，热解炭化材料层3的温度高于其热解温度，热解炭化材料层3内的炭化材料（如树脂等）开始热解，形成含大量微小孔隙的多孔炭化层，产生的热解气体通过多孔炭化层渗透到表面排出至外环境，并且热解面逐步向前缘体1方向的热解炭化材料层3内层推进，热解炭化材料层3的材料的热容吸热和化学反应吸热，形成热阻塞效应，减小对前缘体1的热冲击，为半主动热防护；如图4所示，当飞行器高速飞行时，热解炭化材料层3的热流进一步增加，热解面推进到热解炭化材料层3内层与冷却腔4交界处，发汗冷却机制被局部激活，冷却腔4内的冷却剂通过前缘结构体1的冷却剂通道2进入热解炭化材料层3内的多孔炭化层，并向热解炭化材料层3外表面渗透，通过相变吸收热量，溢出冷却腔4的气态冷却剂在前缘体1外表面形成一层保护气膜，加强该区域的局部热防护，由于冷却剂与热解炭化材料层3的材料充分换热，对热解炭化材料层3内的炭化材料（如树脂等）的热解形成抑制。本发明根据前缘体1不同部位受热冲击情况不同，分阶段形成对外界热流自适应的调整，从而使冷却剂能根据不同部位热流情况自动调整经冷却剂通道2与热解炭化材料层3的量，从而动态调节发汗冷却剂进入前缘体1不同部位的流量，提高了热防护效果。与此同时，高热区域最先被吸热防护，低热区域随着热冲击增加进一步启动防护，这大幅提高了冷却效率。从时空两个维度实现对外界热流的动态匹配，自适应激活发汗冷却机制和自适应形成梯度冷却，提高了热防护效果，优化调整冷却剂的使用量。

值得说明的是，在飞行过程中，随着热流增加防护方式逐步从被动热防护、半主动热防护过渡到主动热防护，并且存在多种热防护方式共存现象，可以减少冷却剂的使用，提升冷却剂的效率；本发明是一种自适应型的热防护，可以主动寻找高热流区域，并优先激活发汗冷却，适用于飞行器前缘体1这种热、力分配不均的结构，也能适应攻角飞行热流变化工况。作为优选，冷却剂通道2分散分布，以提高冷却剂流动的空间，同时以避免不同冷却剂通道2之间窜热。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层3厚度恒定，所述冷却剂通道2的密度沿前缘体1尖端沿平缓区域逐步减小。

由于前缘体1尖端受空气阻力更大，受热冲击最大，而前缘体1表面越平缓，受空气阻力越小，受热冲击最小；以上的设置，有利于根据前缘体1不同部位提供不同热交换面积的通道供冷却剂与热解炭化材料层3进行热交换，从而进一步使得换热均匀，进一步有利于保持前缘体1温度恒定。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层3厚度从前缘体1尖端沿平缓区域逐步增加，所述冷却剂通道2的密度恒定。

热解炭化材料层3厚度从前缘体1尖端沿平缓区域逐步减小，有利于根据前缘体1不同部位提供不同的冷却剂流量，从而进一步使得换热均匀，进一步有利于保持前缘体1温度恒定。

作为一种优选的技术方案，所述冷却剂供给装置供应液态冷却剂。

液态冷却剂可吸收热量大，且流动性好。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层3与机身6平滑连接。

热解炭化材料层3与机身6平滑连接，有利于防止外部热流从热解炭化材料层3与机身6的连接间隙进入前缘体1，也有利于防止冷却剂从热解炭化材料层3与机身6的连接间隙外溢，更好地保证了热防护效果，减少冷却剂浪费。

作为一种优选的技术方案，所述前缘体1包括多孔结构7。

多孔结构便于与外界热交换，降低进入前缘体1的热流。多孔结构优选由多孔金属材料制成，换热效率更佳。

实施例2

如图1至图6所示，作为实施例1的进一步优化，本实施例包含了实施例1的全部技术特征，除此之外，本实施例还包括以下技术特征：

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层3为热解温度低于所述前缘体1的安全使用温度的材料结构。

这避免了温度过高影响了前缘体1的安全使用而热解炭化材料层3并未热解的不利情形，提高了本发明的可靠性。

作为一种优选的技术方案，所述热解炭化材料层3为热解温度低于自身烧蚀温度的材料结构。

这避免了整个热解炭化材料层3烧蚀毁坏，热解时可只热解炭化材料，而保留骨架，热解炭化材料层3炭化材料只热解，而材料骨架不烧蚀，能维持结构外形不变，用于通风及与前缘体1、冷却剂热交换。

实施例3

如图1至图6所示，作为实施例2的进一步优化，本实施例包含了实施例2的全部技术特征，除此之外，本实施例还包括以下技术特征：

作为一种优选的技术方案，所述前缘体1为飞行器的头锥、舵前缘、进气道唇口、发动机壁面、尾喷管中的一种或几种。

将本发明用于飞行器的以上部位的一种或几种，扩大了适用范围和应用场景，有利于对飞行器实施多部位的热防护。

如上所述，可较好的实现本发明。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明作任何形式上的限制，依据本发明的技术实质，在本发明的精神和原则之内，对以上实施例所作的任何简单的修改、等同替换与改进等，均仍属于本发明技术方案的保护范围之内。