面内可变形的热防护结构的制作方法

本发明涉及热防护，更具体地说，涉及一种面内可变形的热防护结构。

背景技术：

1、随着航空航天技术的飞速发展，可重复使用高超声速飞机成为世界航空航天领域的重要发展方向。飞行过程中，由于气动载荷的作用，飞行器表面温度急剧升高，必须采用性能优异的热防护系统对飞行器进行保护，使机体结构温度维持在许可范围内，才能保证飞行安全。热防护技术已成为可重复使用高超声速飞机的关键技术之一，其中机身(包括机翼蒙皮)热防护结构占全机热防护面积比重最大，主要需承受高超声速飞行过程中机翼、机身表面热载荷与气动载荷，需要具备高温条件下高效隔热性能、低结构重量和综合载荷条件下可重复使用性，已经成为高超声速飞机热防护的重点也是难点。

2、目前应用于临近空间飞行器、航天飞机、空天飞机等高超声速装备均采用刚性防热瓦系统作为机身、机翼大面积热防护材料。刚性防热瓦系统由外部涂层、防热瓦、应变隔离垫和室温固化硅胶组成，但该结构隔热层韧性差、粘接区高温连接强度低，在热、力综合载荷条件下极易发生热失配现象，导致隔热层碎裂、脱落，整体结构失去热防护功能，无法重复使用。同时不允许承受变形，结构稳定性显著下降，尤其是在飞行器起飞、着陆等过程中极易因震动脱落。此外，防热瓦的材料与机体材料的热膨胀系数相差很大，飞行器再入过程中两者之间会产生很大的温差，防热瓦之间需要留有适当的缝隙，防热瓦之间的缝隙很容易形成热短路通道，影响整体防热效果。严重限制了其在可重复使用高超声速飞机上的应用。

3、现有的防隔热/承载一体化结构主要分为两类，一类是基于防热层、隔热层和承载层组合的多层结构，通过层间粘接、一体化成型等方法实现整体结构成型，此类结构存在明显的界面匹配问题，在高温环境下极易出现层间变形不协调导致的层间开裂现象，无法实现整体结构面内变形和应力释放；一类是基于隔热层填充于点阵结构承载层的一体化结构，通过优化点阵结构构型和隔热材料选型，提高一体化结构的承载性能和热防护能力。此类结构整体刚度较大，点阵结构杆件之间的热短路效应限制了结构隔热性能的优化。

技术实现思路

1、(一)要解决的技术问题

2、本发明要解决的技术问题是现有的热防护结构不能同时满足承受气动载荷、隔热和承载的要求，而且变形困难，在高温环境中容易与机身产生热失配。

3、(二)技术方案

4、为实现上述目的，本发明采用的技术方案是：

5、提供一种面内可变形的热防护结构，用于与飞行器机身连接以提供热防护功能，包括依次层叠连接的防热面层、隔热芯层以及承载层；所述防热面层间隔设置有多个具有第一预设形状的第一致密化区域，所述承载层间隔设置有多个具有第二预设形状的第二致密化区域。

6、优选地，所述隔热芯层的材料为纳米多孔隔热材料，所述纳米多孔隔热材料包括纤维隔热毡、有机/无机泡沫、气凝胶、多孔陶瓷中的至少一种。

7、优选地，所述防热面层和所述第一致密化区域由第一致密化材料在所述隔热芯层表面进行选择性致密化形成；其中，所述第一致密化材料包括碳、碳化硅、氧化硅、氧化铝、氧化锆、树脂中的至少一种。

8、优选地，所述承载层和所述第二致密化区域由第二致密化材料在所述隔热芯层表面进行选择性致密化形成；其中，所述第二致密化材料包括铝、钛、树脂、碳、碳化硅、氧化硅、氧化铝、氧化锆中的至少一种。

9、优选地，所述防热面层的厚度为0.1～5mm，所述隔热芯层的厚度为0.5mm～50mm，所述承载层的厚度为0.1～10mm。

10、优选地，每相邻两个所述第一致密化区域之间具有第一非致密化区域，所述第一非致密化区域的宽度为0.1mm～3mm。

11、优选地，每相邻两个所述第二致密化区域之间具有第二非致密化区域，所述第二非致密化区域的宽度为0.1mm～3mm。

12、优选地，所述第一致密化区域的横截面形状为矩形、圆形或六边形。

13、优选地，所述第二致密化区域的横截面形状为矩形、圆形或六边形。

14、优选地，多个所述第一致密化区域与多个所述第二致密化区域沿所述面内可变形的热防护结构的厚度方向一一对应设置。

15、(三)有益效果

16、本发明的上述技术方案至少具有如下优点：

17、1、第一致密化区域和第二致密化区域通过致密化处理形成，具有较高的强度和密度，进而可以提升热防护结构的抗表面气动冲刷性能。

18、2、由于多个第一致密化区域之间间隔设置，即在相邻两个第一致密化区域间设有间隙，相对于第一致密化区域，间隙处的结构强度相对较小，由此间隙处可以进行变形和弯曲，以实现防热面层的面内可变形能力。同理，由于多个第二致密化区域之间间隔设置，即在相邻两个第二致密化区域间设有间隙，相对于第二致密化区域，间隙处的结构强度相对较小，由此间隙处可以进行变形和弯曲，以实现承载层的面内可变形能力。通过本发明的面内可变形能力，可以实现其与机身结构的热匹配，也可直接作为高超声速飞机热防护蒙皮使用，满足飞机可重复使用要求，同时，具有高强度的第一致密化区域和第二致密化区域又保证了整个热防护结构的抗表面气动冲刷性能。

19、3、防热面层由耐高温材料制成，具有防热的作用，可避免隔热芯层直接与高温环境接触，保护隔热芯层；隔热芯层由具有较好隔热能力的材料制成，可以阻隔热量的传递，起到隔热的作用；承载层由力学性能较好的材料制成，作为承载结构来满足飞行器的承载要求，提升热防护结构的承载性。热防护结构的抗表面气动冲刷性能由第一致密化区域提供，变形能力由防热面层的非致密化区域提供，根据气动载荷和变形要求不同，可以设计致密化区域形状、分布，通过非致密化区域伸缩、弯曲实现防热面层可面内变形。热防护结构的承载性能由承载层提供，承载层同样可设计不同形状尺寸的第二致密化区域，增加整体结构的变形能力。隔热层采用纳米多孔隔热材料制成，为整体热防护结构提供隔热性性能。即，本发明通过防热面层、隔热芯层以及承载层所构成的多层梯度热防护结构设计，能够实现防热、隔热与承载一体化，同时又具有面内可变形能力，能够与机体结构实现热匹配，本申请的技术方案在空域竞争中具有重大战略意义。

技术特征：

1.一种面内可变形的热防护结构，用于与飞行器机身连接以提供热防护功能，其特征在于，包括依次层叠连接的防热面层、隔热芯层以及承载层；所述防热面层间隔设置有多个具有第一预设形状的第一致密化区域，所述承载层间隔设置有多个具有第二预设形状的第二致密化区域。

2.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，所述隔热芯层的材料为纳米多孔隔热材料，所述纳米多孔隔热材料包括纤维隔热毡、有机/无机泡沫、气凝胶、多孔陶瓷中的至少一种。

3.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，所述防热面层和所述第一致密化区域由第一致密化材料在所述隔热芯层表面进行选择性致密化形成；其中，所述第一致密化材料包括碳、碳化硅、氧化硅、氧化铝、氧化锆、树脂中的至少一种。

4.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，所述承载层和所述第二致密化区域由第二致密化材料在所述隔热芯层表面进行选择性致密化形成；其中，所述第二致密化材料包括铝、钛、树脂、碳、碳化硅、氧化硅、氧化铝、氧化锆中的至少一种。

5.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，所述防热面层的厚度为0.1～5mm，所述隔热芯层的厚度为0.5mm～50mm，所述承载层的厚度为0.1～10mm。

6.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，每相邻两个所述第一致密化区域之间具有第一非致密化区域，所述第一非致密化区域的宽度为0.1mm～3mm。

7.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，每相邻两个所述第二致密化区域之间具有第二非致密化区域，所述第二非致密化区域的宽度为0.1mm～3mm。

8.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，所述第一致密化区域的横截面形状为矩形、圆形或六边形。

9.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，所述第二致密化区域的横截面形状为矩形、圆形或六边形。

10.如权利要求1所述的面内可变形的热防护结构，其特征在于，多个所述第一致密化区域与多个所述第二致密化区域沿所述面内可变形的热防护结构的厚度方向一一对应设置。

技术总结本发明提供了一种面内可变形的热防护结构，包括依次层叠连接的防热面层、隔热芯层以及承载层；防热面层间隔设置有多个具有第一预设形状的第一致密化区域，承载层间隔设置有多个具有第二预设形状的第二致密化区域。本发明通过防热面层、隔热芯层以及承载层所构成的多层梯度热防护结构设计，实现防热、隔热与承载一体化。其中，第一致密化区域和第二致密化区域已进行致密化处理，具有较高的强度和密度，进而可以提升热防护结构的抗表面气动冲刷性能。本发明具有面内可变形能力，可以实现其与机身结构的热匹配，也可直接作为高超声速飞机热防护蒙皮使用，满足飞机可重复使用要求。技术研发人员：张博,田响宇,周粮,刘彦珂受保护的技术使用者：中国航空制造技术研究院技术研发日：技术公布日：2024/4/29