[发明专利]一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘

说明书

本发明公开了一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，包括外壁、支撑结构和连接件，所述的外壁包括依次层叠设置的防热层、管壁和吸液芯，外壁围成密闭的一体化前缘，外壁内部包围形成容置空间，支撑结构设置在容置空间内；一体化前缘外侧形成开放的腔体，连接件设置在腔体内。本发明实现了前缘结构温度分布的均匀化，有利于减小结构热应力。且本发明的装置具有较强的可移植性，可根据具体飞行器形状及使用位置，任意改变结构尺寸。

技术领域

本发明涉及一种防热结构一体化前缘，特别是涉及一种吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘。

背景技术

吸气式高超声速飞行器不同于火箭动力飞行器，为提高气动效率和发动机进气效率，该类飞行器大都采用了较为尖锐的构型，并且长时间飞行于大气层，气动热载荷更为严重，尤其是前缘，最高温度一般会超过2000K。

目前，高超声速飞行器的前缘主要靠耐高温复合材料作为被动式防热方案。NASA在X-43A高超声速试飞器机身和机翼前缘均使用C/C复合材料，并完成了最大马赫数为7的飞行试验，证明了耐高温复合材料用于高超声速飞行器防热层的可行性。但是以复合材料构成的被动防热方案效率太低，仅用于小规模的试验飞行器。高超声速飞行器前缘驻点位置的温度和热流非常高，从驻点往后则快速降低，对于此类高温部件，防热技术的关键在于将气动热从高温区域快速疏导到低温区域，因此，具有快速导热能力的热管具有较好的应用前景。Glass等人在参考文献1“D E Glass,C J Camarda.Fabrication and Testing ofMo–Re Heat Pipes Embedded in Carbon/Carbon[J].Journal of SpacecraftRockets,1999,36(1):79-86.”和参考文献2“D E Glass.Heat-Pipe-Cooled Leading Edges forHypersonic Vehicles[C].Workshop on Materials and Structures for HypersonicFlight,Santa Barbara,2006.”中针对机翼前缘和飞行器驻点，设计了C/C材料为结构，锂为工质的高温合金热管，实现了较好的防热降温效果。但其设计为管状形式，工程中过疏的排布引起不均匀导热，影响冷却效果，而过密的排布对加工工艺的要求较高。韩海涛等在参考文献3“韩海涛,邓代英,陈思员,艾邦成,郑金鑫.尖前缘一体化高温热管结构设计与分析[J].机械强度,2013,(1):48-52.”中针对高超声速飞行器的尖前缘，设计了如图1所示一体化的高温热管结构，该结构将前缘腔体作为蒸汽通道，导热均匀，冷却效果好，但该结构未考虑安装的问题。

综上所述，现有技术的各类前缘防热方案都有一些缺陷，因此有必要提出一种满足吸气式高超声速飞行器设计要求，在性能和安装工艺上都有良好表现的防热结构一体化前缘。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，以克服现有飞行器前缘各类防热方案中的防热效率低、导热不均匀、质量较重等缺陷。本发明的一种防热结构一体化前缘，用于为吸气式高超声速飞行器提供必要的气动外形和良好的防热效果。

为了实现上述任务，本发明采取如下的技术解决方案：

一种用于吸气式高超声速飞行器的防热结构一体化前缘，包括外壁、支撑结构和连接件，所述的外壁包括依次层叠设置的防热层、管壁和吸液芯，外壁围成密闭的一体化前缘，外壁包围形成容置空间，支撑结构设置在容置空间内；一体化前缘外侧形成开放的腔体，连接件设置在腔体内。

所述的一体化前缘为“∠”形。

所述的管壁为构成蒸汽通道的壁面，材料为GH3536。

还包括侧壁，侧壁设置在一体化前缘两侧面。

所述吸液芯为液体工质流动通道，吸液芯材料为泡沫合金。

所述吸液芯选择GH3625制成的泡沫合金，液体工质为金属钠。