[发明专利]一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构

说明书

本发明公开了一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，热防护结构单元由热防护单元及间隙热防护组件组成；热防护单元包含承载框架、热电层及限位窝芯，间隙热防护组件包含防热层、隔热层、结构接口层及控温层；热电层包含高温热电层和中温热电层；所述承载框架与飞行器壁面通过螺钉连接，其余结构部件间均通过耐高温胶连接。本发明的集成热电转换功能的热防护结构，将热电材料及控温材料引入热防护结构设计中，通过合理设计热防护单元与间隙热防护组件，在满足承载功能与热防护功能的前提下，利用热电材料层的温差进行发电，对于在严峻热环境中长时间工作的飞行器减重及飞行器内部空间使用率的提升具有重要意义。

技术领域

本发明属于航空航天飞行器总体设计及多功能结构材料设计领域，涉及一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构。

背景技术

高超声速巡航飞行器需要在严苛地热环境下长时间工作，传统的飞行器热防护系统设计通常通过烧蚀带走热量或利用材料本身属性来抗热，不满足飞行器长时间工作需求，而飞行器长时间工作必然对携带的电源要求增大，一方面占用飞行器内部空间，一方面带来飞行器重量增加。

因此，迫切需要突破原有热防护系统设计思路，从热管理角度出发，变“堵”为“疏”、变“废”为“用”，将热能转换为电能，采用创新型的、综合考虑承载/防热/供电一体化功能的热防护结构；同时建立完整理论体系来描述不同功能及相应的指标参数，实现集承载/防热/供电一体的综合结构设计与优化是急需解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于提出一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，能够在保证飞行器壁面热防护系统基础功能的前提下，替代飞行器携带的部分电源、节省飞行器内部空间，通过热电材料将气动热转换为电能，实现基于飞行器热防护结构的承载/防热/供电一体化设计。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种具有承载/防热/供电一体化功能的热防护结构，包括控温层、热防护单元和间隙热防护组件，所述的控温层设置在飞行器壁面结构一侧，热防护单元设置在飞行器壁面结构另一侧，间隙热防护组件设置在热防护单元的外周；

所述热防护单元包含承载框架和热电层，热电层设置在承载框架上；所述热电层分为第一热电层和第二热电层，第一热电层设置在第二热电层上，第二热电层设置在承载框架上；第一热电层和第二热电层工作温度形成温差发电；

所述的间隙热防护组件包含防热层、隔热层及结构接口层，防热层与隔热层、隔热层与结构接口层、结构接口层与控温层均通过胶连接；

所述的间隙热防护组件的结构接口层、热防护单元的承载框架与飞行器壁面结构通过紧固件固定。

可选的，所述热电层包括氧化铝陶瓷层和热电材料，三个氧化铝陶瓷层依次叠放，其中上下相邻两个氧化铝陶瓷层之间设置多个热电层单胞形成第一热电层和第二热电层，多个热电层单胞依次通过导电片电连接。

可选的，所述热电层单胞包括圆柱状热电材料和限位窝芯，一圆柱状热电材料嵌于一限位窝芯内，导电片将热电材料串口连接。

可选的，所述热电材料与限位窝芯间隙填充纤维隔热材料。

可选的，所述第一热电层热电材料的工作温度高于第二热电层的热电材料的工作温度。

可选的，所述限位窝芯周身外侧与承载框架周身内侧通过胶连接，氧化铝陶瓷层与导电片间采用胶连接。

可选的，所述紧固件周身设置有一圈耐高温橡胶衬套，热防护单元与飞行器壁面之间有一层隔热材料。

可选的，所述承载框架与窝芯材质为钛、钛合金、铝合金、变形高温合金等金属或金属合金中的一种；热电层采用的热电材料为金属合金、半导体金属氧化物中的一种。