高速飞行器分区段热防护结构

本发明涉及航空航天飞行器热防护与热利用，特别涉及一种高速飞行器分区段热防护结构。

背景技术：

1、高超声速飞行器被誉为“速度核武器”，能够大幅提高军事打击能力，对于增强国家的战略威慑和防御能力意义重大，因此是世界主要军事强国竞相发展的重要技术。超高飞行速度带来的强加热热流对飞行器的材料、结构等提出了严峻挑战。对于长航时、高马赫数的飞行器而言，单纯依靠结构材料吸热/隔热的被动热防护技术会显著增加飞行器重量，极大程度降低飞行速度和高度等。发展被动热防护和主动热防护相结合的一体化复合热防护结构系统是解决新一代高超声速飞行器“防烧毁能力极限与结构质量约束”矛盾的重要途径之一，对于实现高超声速飞行器长航时高马赫数飞行且可重复使用意义重大。

技术实现思路

1、本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于提出一种高速飞行器分区段热防护结构，能实现被动热防护和主动热防护相结合的一体化复合热防护，能较好适应飞行器不规则结构表面的热防护需求，满足不同区段蒙皮的热防护需求及设备舱体内设备的冷却需求，且简单易实现。

2、根据本发明实施例的高速飞行器分区段热防护结构，包括：

3、低温表面热防护段，所述低温表面热防护段对应于设备舱体处，包括由外至内依次设置的第一被动热防护结构层、第一主动冷却结构层和第一制冷剂冷却结构层；所述第一主动冷却结构层具有第一碳氢燃料通道；所述第一制冷剂冷却结构层具有第一制冷剂通道和与所述第一制冷剂通道相连的喷口；

4、中低温表面热防护段，所述中低温表面热防护段包括由外至内依次设置的第二被动热防护结构层、第二主动冷却结构层和第二制冷剂冷却结构层；所述第二主动冷却结构层具有第二碳氢燃料通道；所述第二制冷剂冷却结构层具有第二制冷剂通道；

5、高中温表面热防护段，所述高中温表面热防护段包括由外置至内依次设置的第三被动热防护结构层和第三主动冷却结构层；所述第三主动冷却结构层具有第三碳氢燃料通道；

6、回流组件，所述回流组件连接于所述设备舱体和所述第二制冷剂通道的入口端之间；

7、其中，所述第一碳氢燃料通道、所述第二碳氢燃料通道、所述第三碳氢燃料通道和燃烧室顺次相连，以使吸热型碳氢燃料依次流经所述所述第一碳氢燃料通道、所述第二碳氢燃料通道、所述第三碳氢燃料通道进入所述燃烧室；

8、所述第二制冷剂通道和所述第一制冷剂通道相连，以使制冷剂依次流经所述第二制冷剂通道、所述第一制冷剂通道并从所述喷口喷入所述设备舱体内，所述设备舱体内换热后的制冷剂经所述回流组件进入所述第二制冷剂通道。

9、根据本发明实施例的高速飞行器分区端热防护结构，具有如下的优点：第一、提供了一种主/被动热防护结构一体化设计方法，对发展新一代可重复使用的先进高速飞行器技术具有重要参考价值。第二、所述低温表面热防护段、所述中低温表面热防护段和所述高中温表面热防护段之间可以是连续的整体结构，也可以是间断的分体结构，能够较好适应飞行器不规则结构表面的热防护需求。第三、吸热型碳氢燃料对蒙皮的对流换热冷却以及制冷剂对所述设备舱体内设备表面的喷射冷却通过分区结构设计有机融合一体，不仅能够满足不同区段蒙皮的热防护需求，而且实现了所述设备舱体内复杂结构设备的冷却。第四、本发明实施例的高速飞行器分区段热防护结构层次分明、简单易实现，对于先进高速飞行器技术发展具有重要意义。

10、在一些实施例中，所述第一被动热防护结构层、所述第二被动热防护结构层和所述第三被动热防护结构层为高温陶瓷复合材料层、抗氧化c/c结构层或c/sic结构层。

11、在一些实施例中，所述第一碳氢燃料通道、所述第二碳氢燃料通道和所述第三碳氢燃料通道为第一蚀刻微通道或微细管通道。

12、在一些实施例中，所述第一主动冷却结构层、所述第二主动冷却结构层和所述第三主动冷却结构层为带有所述第一蚀刻微通道的金属面板结构层或为带有所述微细管道的复合材料结构层。

13、在一些实施例中，所述第一制冷剂通道、所述第二制冷剂通道为第二蚀刻微通道。

14、在一些实施例中，所述第一制冷剂冷却结构层、所述第二制冷剂冷却结构层为带有所述第二蚀刻微通道的金属面板结构层。

15、在一些实施例中，所述回流组件包括排气口、回流管路和压缩机，其中，所述排气口设置在所述设备舱体上，所述回流管路的两端连接在所述排气口和所述第二制冷剂通道的入口端之间，所述压缩机设置在所述回流管路上。

16、在一些实施例中，所述低温表面热防护段、所述中温表面热防护段和所述高中温表面热防护段为连续整体结构。

17、在一些实施例中，所述低温表面热防护段、所述中温表面热防护段和所述高中温表面热防护段为间断的分体结构，所述第一碳氢燃料通道、所述第二碳氢燃料通道、所述第三碳氢燃料通道之间顺次通过第一连接管道相连，所述第二制冷剂通道和所述第一制冷剂通道之间通过第二连接管段相连。

18、在一些实施例中，所述低温表面热防护段的内壁温度为30～60℃，所述中低温表面热防护段的内壁温度为是60～100℃，所述高中温表面热防护段的内壁温段为＞100℃。

19、本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

技术特征：

1.一种高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述第一被动热防护结构层、所述第二被动热防护结构层和所述第三被动热防护结构层为高温陶瓷复合材料层、抗氧化c/c结构层或c/sic结构层。

3.根据权利要求1所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述第一碳氢燃料通道、所述第二碳氢燃料通道和所述第三碳氢燃料通道为第一蚀刻微通道或微细管通道。

4.根据权利要求3所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述第一主动冷却结构层、所述第二主动冷却结构层和所述第三主动冷却结构层为带有所述第一蚀刻微通道的金属面板结构层或为带有所述微细管道的复合材料结构层。

5.根据权利要求1所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述第一制冷剂通道、所述第二制冷剂通道为第二蚀刻微通道。

6.根据权利要求5所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述第一制冷剂冷却结构层、所述第二制冷剂冷却结构层为带有所述第二蚀刻微通道的金属面板结构层。

7.根据权利要求1所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述回流组件包括排气口、回流管路和压缩机，其中，所述排气口设置在所述设备舱体上，所述回流管路的两端连接在所述排气口和所述第二制冷剂通道的入口端之间，所述压缩机设置在所述回流管路上。

8.根据权利要求1-7中任意一项所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述低温表面热防护段、所述中温表面热防护段和所述高中温表面热防护段为连续整体结构。

9.根据权利要求1-7中任意一项所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述低温表面热防护段、所述中温表面热防护段和所述高中温表面热防护段为间断的分体结构，所述第一碳氢燃料通道、所述第二碳氢燃料通道、所述第三碳氢燃料通道之间顺次通过第一连接管道相连，所述第二制冷剂通道和所述第一制冷剂通道之间通过第二连接管段相连。

10.根据权利要求1-7中任意一项所述的高速飞行器分区段热防护结构，其特征在于，所述低温表面热防护段的内壁温度为30～60℃，所述中低温表面热防护段的内壁温度为是60～100℃，所述高中温表面热防护段的内壁温段为＞100℃。

技术总结
本发明公开了一种高速飞行器分区段热防护结构，包括低温表面热防护段、中低温表面热防护段和高中温表面热防护段，为被动冷却和主动冷却的复合结构。本发明利用吸热型碳氢燃料和制冷剂分别通过对流换热和喷射的方式冷却蒙皮结构和设备舱体内设备。吸热升温后的碳氢燃料最终进入燃烧室燃烧，制冷剂通过闭式制冷循环、节流喷射的方式冷却设备舱体内设备。本发明能较好适应飞行器不规则结构表面的热防护需求，满足不同区段蒙皮的热防护需求及设备舱体内设备的冷却需求，且简单易实现。

技术研发人员：王超,姜培学,胥蕊娜
受保护的技术使用者：清华大学
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16