[发明专利]一种基于热解的自适应多孔材料发汗冷却前缘结构

说明书

本发明公开了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。本发明解决了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。

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。