[发明专利]一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构

说明书

一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构，将舵轴设计成中空结构，其中空腔的上表面位于舵轴安装缝隙之上且与舵面之间通过隔热层隔开，下表面位于机体内部，且下表面与舵机之间通过相变材料或者热沉隔开；空腔的侧壁设置与舵轴母线平行的槽道，毛细芯焊接在槽道表面，空腔内填充工质，通过空腔内工质相变与扩散，将舵轴缝隙处气动加热的热量疏导至整个空腔的内壁；舵轴位于机体内部部分以及舵面部分外表面设置隔热层。

技术领域

本发明涉及一种舵轴疏导式防热结构，属于高超声速飞行器热防护技术领域。

背景技术

高超声速飞行器在飞行过程中，当舵轴受到直接气动加热时，由于舵轴曲率半径较小，而且在舵面与机体的间隙处存在缝隙干扰效应，暴露外部的舵轴表面在缝隙处很小的区域内会出现局部的高热流区域，使舵轴的局部出现高温“热点”，最高温度甚至可能超过高温合金材料的许用温度，同时局部较大的温度梯度会在舵轴处造成很大的热应力，对舵轴的高温强度提出了很大挑战，这一问题对于全动舵而言尤为严重。现有高超飞行器主要采用C/C、C/SiC等复合材料制备舵轴以保证其防热性能，然而，复合材料存在氧化问题，且对制备工艺要求高，成本也较高；金属材料舵轴具有良好的承力特性和较高的损伤宽限，可靠性高，在可重复使用性能方面具有更好的性能，但和复合材料相比，使用温度较低；通过复合材料防隔热结构与金属连接结构的组合结构需要解决不同材料的热匹配问题，且对舵的布局和结构形式有一定限制，造成舵结构复杂化，影响可靠性。

发明内容

本发明的技术解决问题是：为解决现有技术中存在的不足，本发明提供一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构。

本发明的技术解决方案是：一种高超声速飞行器疏导式舵轴防热结构，将舵轴设计成中空结构，其中空腔的上表面位于舵轴安装缝隙之上且与舵面之间通过隔热层隔开，下表面位于机体内部，且下表面与舵机之间通过相变材料或者热沉隔开；空腔的侧壁设置与舵轴母线平行的槽道，毛细芯焊接在槽道表面，空腔内填充工质，通过空腔内工质相变与扩散，将舵轴缝隙处气动加热的热量疏导至整个空腔的内壁；舵轴位于机体内部部分以及舵面部分外表面设置隔热层。

槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距结合毛细芯满足液体在槽道内的毛细力大于工质回流的阻力。

槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距结合毛细芯满足传热过程中，在舵轴缝隙处的工质连续。

在满足结构强度及刚度的前提下，槽道宽度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，间距小于2mm。

所述的毛细芯的组合形式至少包括不同目数的两层毛细芯，其中目数低的毛细芯位于外表面。

通过下述步骤确定结构的相关尺寸：

第一步，假设无槽道时，根据高超声速飞行器的工作环境，计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；

第二步，初始化槽道及毛细芯参数，即槽道宽度w和深度h以及相邻槽道之间的间距t，毛细芯的目数和组合形式；

第三步，建立满足槽道及毛细芯参数的中空舵轴传热传质分析模型进行仿真，根据舵轴缝隙处的气动载荷条件，计算中空舵轴空腔表面的温度分布；

第四步，根据得到的温度分布，判断中空舵轴位于机体内部部分以及位于舵面部分的温度是否满足设计要求，若满足，则当前槽道及毛细芯参数以及空腔壁厚为最终的设计参数；否则转下一步；

第五步，判断仿真过程在舵轴缝隙处的工质是否连续，若连续，则减小槽道间距t，从第三步重新执行；若不连续，则减小槽道宽度w或者增大毛细芯的目数或者增加毛细芯的组合层数，从第三步重新执行。

当减小槽道间距时，根据当前槽道参数，根据高超声速飞行器的工作环境，重新计算满足强度及刚度要求的空腔壁厚；根据此空腔壁厚执行第三步。