[发明专利]一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构

说明书

本发明公开了一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，属于高超声速临近空间飞行器热防护技术领域。包括：承力壳体；热防护层，热防护层包括隔热层和防热层，防热层内壁设置有网格状的防热层加强筋，所述隔热层设置在防热层加强筋的网格内，隔热层表面设有隔热层包覆蒙皮；防热层、隔热层包覆蒙皮、防热层加强筋在预浸料状态即与隔热层通过缝合线缝合成一体，再整体高温固化为防隔热一体化结构；粘接层位于承力壳体和热防护层之间，粘接层为具有耐高温和热匹配性能的粘接剂。本发明采用防隔热一体化热防护层并用耐高温粘接剂粘接在承力壳体上，可避免飞行器热防护结构负曲率部位出现界面分离。

技术领域

本发明涉及高超声速临近空间飞行器热防护技术领域，具体是涉及一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构。

背景技术

高超声速临近空间飞行器(一般指飞行速度超过5马赫，全程在大气层内飞行的飞行器)由于具有飞行速度高、突防能力强等特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，目前已成为国内外武器与航天器发展的主要方向。飞行器在大气层内以高超声速飞行时，气动加热非常严重，飞行器外表面的热防护问题一直是高超声速临近空间飞行器设计需要重点解决的问题。

常见高超声速飞行器外表面的热防护结构一般为热防护层与承力层复合而成的多层结构，热防护层可为单层防热层或防热层与隔热层组合的复合结构。热防护层一般有两种方式与承力层复合：最常用的一种是将预浸布通过缠绕或铺层等方式预固定在承力层上，再随承力层一起固化成型。另一种是通过模具将热防护层直接固化成型，再套装到承力壳体外表面，热防护层与承力层之间再通过粘接层进行连接。这两种结构都存在飞行过程中的高温条件下，防热层、隔热层、承力壳体之间的界面容易出现粘接失效而分离的问题；但对于正曲率外形，出现局部界面脱粘后，依靠外形闭合的防热层的约束力，各层界面之间仍然可以贴合，对热防护整体结构影响不大，问题不突出。

为获得较高的升阻比，高超声速临近空间飞行器对气动外形有较高的要求，一般设计为异形曲面的升力体外形，有的需要设计成带有负曲率的气动外形，但负曲率气动外形给高超声速飞行器的防热、隔热设计带来新的挑战：

(1)在飞行过程中的高温条件下，防热层、隔热层、承力壳体之间的粘接失效而分离后，对于存在负曲率外形的热防护结构，外形闭合的防热层在负曲率部位的没有约束力，因此，负曲率部位各层之间界面最先出现分离；同时，由于承力壳体的热膨胀比一般比防热层的热膨胀大，使得防热层在圆周方向的拉应力增加，进一步加剧了负曲率部位各层之间界面的分离。负曲率部位出现界面分离后，在高速气动载荷作用下，出现界面分离的部位的防热层应力会迅速增大，极易出现破坏，从而导致整个防热层破坏、飞行器结构破坏。

(2)防热层成型过程中，纤维布或预浸料需要铺覆在承力壳体或工装上，对于存在负曲率外形的热防护结构，由于纤维布或预浸料在平面内的变形能力较差，铺覆过程中，负曲率部位容易出现褶皱，成型的防热层会出现局部隆起或局部孔洞等缺陷，进而影响防热层热防护性能。

(3)对于采用预浸布缠绕或铺层预固定在承力层上，再随承力层一起固化成型的方式成型防热层，除了上述问题外，还存在负曲率部位由于缠绕、铺层张紧力难以控制，使得负曲率部位防热层材料性能难以保证；同时，由于承力壳体的热膨胀比防热层的大，固化后承力壳体收缩较多，负曲率部位的防热层和承力壳体之间的会最先出现界面分离。

因此，需要研究适用于负曲率外形飞行器使用，同时兼具优良抗烧蚀性能、防隔热性能以及热匹配性能的热防护结构。

发明内容

本发明的目的是为了克服上述背景技术中位于负曲率部位各层之间界面容易出现分离的不足，提供一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构。

本发明提供一种适用于负曲率外形的防隔热一体化热防护结构，包括：

承力壳体；