[发明专利]降低飞行器内核温度的热防护涂层结构

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器的热防护结构，尤其是涉及一种用于飞行器外表面涂敷的降低飞行器内核温度的热防护涂层结构。

背景技术

飞行器的热防护是保证飞行器在高速飞行情况下，不因气动加热(即空气动力加热，是指物体与空气或其他气体作高速相对运动时，飞行器周围的空气因受剧烈压缩产生高温气体，对物体的传热过程)和其它热载荷及机械载荷等的联合作用而影响飞行器内部部件的一项关键技术，是防止飞行器受到破坏而必须采取的防护措施。目前，可查阅的涉及飞行器热防护的相关文献或专利，主要都是以采用某种方法降低飞行器的气动加热为目的而进行研究。但是飞行器的热防护不仅包括对气动加热的防护，还应该包括对激光、各种宇宙射线等等携带大量能量的电磁波的防护。因为当这些电磁波照射在飞行器表面时，根据运动界面情况下修正的菲涅耳公式可知(文盛乐，易慧先.介质表面运动时的菲涅耳公式，大学物理，2001(11)：4-7)，随着入射角度的变化，将有一定比例的电磁波能量入射到飞行器涂层或内核当中，且随着入射角的减小，折射到涂层和内核中的能量会逐渐变大(根据不同的介质的介电常数变化，在60～90度之间的变化率骤增)，但是不论折射到涂层和内核中的能量多少，都会对飞行器表面温度的控制存在或多或少的影响。

另外，在现代导弹技术和航天技术的飞速发展、飞行器的马赫数不断提高的今天，一种特殊材料——透波材料在航天飞行器领域的应用也越来越广泛，要求越来越严格。随着各种波段透波的高性能透波材料的大量问世，其稳定的高频介电性能、良好的热性能、良好的力学性能和耐环境性能为飞行器的热防护提供了发展的空间。

综上所述可以看到，除了气动加热等因素对飞行器内核温度的影响外，电磁波能量辐射对其影响也是显而易见、不能忽略的，利用具有优良性能的新型透波材料并采用专门的结构可以对这种影响加以改善，但目前，采用新的结构和方法来解决这种影响的技术还未见相关报道。

发明内容

本发明的目的是提供一种可防止飞行器内核温度受电磁波辐射的影响，保持飞行器内核温度稳定的降低飞行器内核温度的热防护涂层结构。

本发明设有外涂敷层、中涂敷层和内涂敷层，外涂敷层采用介电常数为n₁的耐高温材料，中涂敷层采用介电常数为n₂的透波材料，内涂敷层采用介电常数为n₃的耐高温材料，n₂＞n₁，n₂＞n₃，n₃R₂₃/(n₁R₁₂)≤1，其中，R₁₂为入射电磁波在外涂敷层与中涂敷层的分界面上的入射点的曲率半径，R₂₃为入射电磁波在中涂敷层与内涂敷层的分界面上的入射点的曲率半径。

所述介电常数为n₁的耐高温材料优选陶瓷基复合材料。如选用α-氮化硅(α-Si₃N₄)的陶瓷基复合材料。

所述介电常数为n₂的透波材料优选透波陶瓷，如硅酸镁(Mg₂SiO₄)的基体，这种透波陶瓷可对微波波段的电磁波透波，透波比在70％以上。

所述介电常数为n₃的耐高温材料优选陶瓷基复合材料。如选用二氧化硅(SiO₂)的陶瓷基复合材料。

所述n₃R₂₃/(n₁R₁₂)的反正旋最好小于或等于电磁波从外涂敷层入射至中涂敷层时的入射角，即arcsin(n₃R₂₃/(n₁R₁₂))≤i₁，i₁为电磁波从外涂敷层入射至中涂敷层时的入射角。

本发明应用时，将内涂敷层、中涂敷层、外涂敷层依次涂敷在飞行器壳体上，由于本发明采用上述结构和要求，当电磁波以某入射角(由外涂敷层入射至外涂敷层与中涂敷层的分界面上的入射角)进入中涂敷层后，会在中涂敷层与内涂敷层的分界面上发生全反射。全发射后电磁波会有以下两条路径传播：

1)在外涂敷层与中涂敷层的分界面上发生折射，使大部分能量向外涂敷层辐射出去。

2)在中涂敷层内以波导形式进行传输，并会传输至飞行器末端，从末端(尾翼)辐射到外部空间中。