[发明专利]一种飞行器的层板式前缘结构

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器的前缘结构，具体可用于进行高马赫数飞行的飞行器的鼻锥或机翼的前缘。 

背景技术

 飞行器进行高马赫数飞行时，会面对严重的热障问题，特别是前缘部件尤为严重。当飞行高度为24km，飞行速度达7马赫，半径为20mm的前缘鼻锥上热流密度高达2~3MW/m²，壁面温度高达1400K。当飞行高度为25km，飞行速度达6马赫，半径仅为1~2mm的前缘鼻锥上热流密度高达4~5MW/m²，壁面温度高达1600~1900K，而当飞行高度为20~100km，飞行速度达10~20马赫，半径为10~30mm的前缘鼻锥上热流密度高达10MW/m²，壁面温度超过2000K。当壁面温度可能超过物面材料的关键温度（如强度，熔点等）时，同时需要保持良好的气动外形，设计热防护系统便可以考虑使用疏导式热防护。

疏导式热防护作为半被动热防护，它采用高导热率材料、高效传热元件的传热、对流换热的物理特性将高热流区热量快速传递到低热流区，借助大范围的低温散热面，将严重的气动加热以辐射的方式释放，以降低高热流区的表面温度，达到现有耐高温材料能够承受的水平。疏导式防热结构的核心装置是高导热层，具体代表就是高温热管。热管需要保证其壳体材料不熔化，以防止工质泄露；同时根据工作环境选择填充工质，以保证较高的传热能力以及长时间工作。高热流密度区的热量通过蒙皮等结构材料传递至热管的蒸发吸热端，使其内部工质吸收热量并汽化为热管工质, 所形成的蒸汽流通过热管内部中间的蒸汽通道向冷端移动并在冷凝段液化释放热量, 释放的热量又通过热传导到达蒙皮等结构材料的外表面并以辐射、对流等方式排放到外部环境, 最后冷凝了的工质又通过热管管内壁附着的毛细结构提供的毛细力返回蒸发吸热端进而得以循环使用。

高温热管作为前缘疏导式热防护结构的关键部件已经得到广泛研究，其中关于使用难熔复合材料/难熔金属材料热管冷却高超声速飞行器前缘的研究主要在于先进高温材料、涂层、创新热结构的成型技术之间的组合问题。现有的结构多采用中间层以减小热应力和可移动性、微凸面以保证良好接触等。即现有的模式是将常规的金属热管弯曲成前缘构型，并将其内嵌至前缘结构中借以发挥其高导热性，但这样的结构比较复杂，系统的可靠性较低，前缘表面展向温度分布不均匀，热管壁面与飞行器表面的接触问题严重影响结构的疏导防热效果。 

发明内容

本发明的目的在于，针对现有技术的不足，提供一种飞行器的前缘，可靠性高，疏导防热效果好，结构简单。

本发明的技术方案为，一种飞行器的层板式前缘结构，该前缘结构包括外层蒙皮板、内层包覆板、设在外层蒙皮板与内层包覆板之间的供导热工质循环流动的流道组合板。

导热工质采用液态金属工质。

所述流道组合板由外层毛细槽道板、中间层流道板及内层毛细槽道板按从外向内的顺序叠压而成，所述外层毛细槽道板与内层毛细槽道板的板面均设有线性毛细槽道，而中间层流道板的板面设有多条矩形流道。

所述中间层流道板上的多条矩形流道在前缘结构的头部相互连通，前缘结构的头部即为弧形尖锐的端部。

本发明的前缘结构可根据飞行器的鼻锥或机翼前缘构型而改变。

外层蒙皮板、外层毛细槽道板、中间层流道板、内层毛细槽道板及内层包覆板的厚度均为0.1—2mm。

中间层流道板上蚀刻有矩形流道，矩形四周有倒角，在前缘结构头部驻点区域各矩形流道相互连通。外层毛细槽道板板面和内层槽道板板面刻有毛细槽道，为热管结构提供毛细力。当前缘结构工作时，液态金属工质在头部驻点区域吸热蒸发形成金属蒸气，蒸气通过矩形流道流至前缘低温翼面区域，并在此处冷凝放热相变成液态，热量通过热传递至前缘低温表面，再通过辐射散发到外界，而液态工质则借助流道边角毛细结构和上下表面毛细槽道的毛细力回流回头部驻点区域进而形成无需外界动力的循环。

与现有技术相比，本发明的优点在于：1.利用层板片蚀刻、叠放形成类似热管的结构，并将其以前缘外形通过扩散焊连接形成一体的飞行器的前缘结构，并具有结构简单，投资少、体积小、可靠性高的优点；2.飞行器的前缘结构是将层板通过扩散焊技术连接的，因此可以根据飞行器的前缘构型改变其结构；3.通过改变中间层流道层板蚀刻得出的流道，可以适应前缘结构不同工况下的防热需求，适用范围广。

附图说明

图1为本发明一种实施例的结构示意图；

图2为图1中本各个层板的分解结构示意图；