一种一体化舱段局部热防护结构、飞行器及加工方法与流程

本技术涉及飞行器领域，具体涉及一种一体化舱段局部热防护结构、飞行器及加工方法。

背景技术：

1、目前飞行器在飞行过程中外大气摩擦会气动加热使飞行器表面温度升高，使飞行器表面处于高温环境下，尤其是飞行器局部凸起结构，飞行器局部凸起结构附近舱段大面积防热结构和凸起结构会在严酷的气动热环境下造成较大烧蚀破坏，需要对应区域舱段热防护结构具有抗烧蚀和抗冲刷能力。

2、相关技术中，为了保证热防护结构具有较高的抗冲刷能力，一般将飞行器表面的对应区域舱段热防护结构设计为一体式的，使整个舱段热防护结构不易受热气流冲刷分裂，也即整个舱段热防护结构均采用相同的具有高抗烧蚀和抗冲刷能力的防热材料，但是一般而言，抗烧蚀、抗冲刷性能与防热材料密度正相关，同一种材料具备抗烧蚀和抗冲刷性能的同时密度往往比较高，导致整个舱段热防护结构的总体重量较重，不满足轻量化要求。

3、因此，有必要设计一种一体化舱段局部热防护结构，以克服上述问题。

技术实现思路

1、本技术提供一种一体化舱段局部热防护结构、飞行器及加工方法，可以解决相关技术中整个舱段的热防护需求和总体重量指标需求无法同时满足的技术问题。

2、第一方面，本技术实施例提供一种一体化舱段局部热防护结构，其包括：防热挡板、防热层和连接结构，所述防热层围设于所述防热挡板的四周，所述防热层与所述防热挡板交错搭接，且所述防热层与所述防热挡板共同固化成型，所述防热挡板的密度大于所述防热层的密度；所述连接结构安装于所述防热挡板，且所述连接结构用于安装至舱段承力壳体。

3、其中，所述防热挡板与所述防热层均采用防热材料，所述防热层设置有环形开口，且所述防热层通过该开口围设于所述防热挡板的四周，所述防热挡板的密度大于所述防热层的密度，所述防热挡板具备抗烧蚀和抗冲刷能力，所述防热层与所述防热挡板交错搭接，使所述防热层与所述防热挡板的连接处具有较强的抗冲刷能力，同时使所述防热层与所述防热挡板共同固化成型后整体性增强，在局部高热流环境下使用，所述防热挡板满足耐烧蚀和抗冲刷的要求。

4、结合第一方面，在一种实施方式中，所述防热挡板包括挡板主体，所述挡板主体的四周凸伸出第一翻边结构，所述第一翻边结构插入所述防热层内。其中，所述挡板主体的四周可以凸伸出多个第一翻边结构，优先地，多个所述第一翻边结构可以设置为两个，多个所述第一翻边结构排列形成锯齿形，多个所述第一翻边结构与所述防热层交错搭接，使所述防热挡板与所述防热层的连接处抗冲刷能力增强，所述挡板主体的四周也可以凹陷形成多个第一凹槽，所述防热层可以伸入多个所述第一凹槽，多个所述第一凹槽与所述防热层交错搭接，优选地，多个所述第一凹槽可以为两个。

5、结合第一方面，在一种实施方式中，所述挡板主体包括局部凸台和板面结构，所述局部凸台倾斜凸设于所述板面结构的表面，所述局部凸台的四周一体连接所述板面结构，所述板面结构的四周凸伸出所述第一翻边结构。其中，所述局部凸台设置为具有一定高度并倾斜的局部凸台，所述局部凸台凸出于所述板面结构和所述防热层的表面，所述板面结构围设于所述局部凸台的开口，所述防热挡板位于飞行器局部结构的前方，所述局部凸台沿气流方向(如图4所示箭头方向为气流方向)挡住飞行器局部凸起结构，有效的保护飞行器局部凸起结构。

6、结合第一方面，在一种实施方式中，所述连接机构包括嵌入件和连接螺钉，所述嵌入件嵌入所述防热挡板内，所述连接螺钉与所述嵌入件连接，所述连接螺钉用于安装至所述舱段承力壳体。其中，所述嵌入件采用金属材料，优先地，金属材料可以为碳钢材料，所述嵌入件嵌入所述防热挡板的底部，使所述嵌入件与所述防热挡板的预固化后整体性增强，所述嵌入件设置有螺纹孔，所述螺纹孔贯穿所述嵌入件，所述连接螺钉通过所述螺纹孔可以螺纹连接所述嵌入件并安装至所述舱段承力壳体，使所述一体化舱段局部热防护结构的连接强度提升。

7、结合第一方面，在一种实施方式中，所述嵌入件的两端凸伸出第二翻边结构，所述第二翻边结构嵌入所述防热挡板。其中，所述嵌入件的两端凸伸出第二翻边结构，所述第二翻边结构嵌入所述防热挡板底部，所述嵌入件呈t型，所述嵌入件包括两个固定部和连接部，两个所述固定部之间通过所述连接部连接，所述固定部向外凸伸出两个所述第二翻边结构，两个所述固定部的厚度均大于所述连接部的厚度，使两个所述固定部与所述连接部连接后，两个所述固定部与所述连接部围成第二凹槽，所述第二凹槽可以增加所述嵌入件与所述防热挡板的接触面积，使所述嵌入件与所述防热挡板的整体性增强，所述固定部和所述连接部均设置有所述螺纹孔，所述嵌入件与所述舱段承力壳体通过所述连接螺钉螺纹连接，使所述嵌入件与所述舱段承力壳体连接强度增强，所述嵌入件和所述防热挡板的预固化过程中所述嵌入件与所述防热挡板固定连接，使所述嵌入件与所述防热挡板的整体性进一步增强。

8、结合第一方面，在一种实施方式中，所述嵌入件的底面向其内部凹陷形成安装槽，所述安装槽内安装有隔热块，所述隔热块的表面与所述嵌入件的底面齐平，所述嵌入件的底面与所述防热挡板的表面齐平。其中，所述嵌入件底面间隔设置多个所述安装槽，多个所述安装槽内安装有多个隔热块，优选地，多个所述安装槽可以设置为两个，所述隔热块可以减少所述嵌入件和所述舱段承力壳体的接触面积，达到减少所述嵌入件和所述舱段承力壳体之间传热的效果，同时所述隔热块的表面与所述嵌入件的底面齐平，所述嵌入件的底面与所述防热挡板的表面齐平，方便所述防热挡板与所述舱段承力壳体的整体安装。

9、结合第一方面，在一种实施方式中，所述防热挡板和所述防热层均采用石英纤维编织体复合材料，且所述防热挡板的密度在1.5～1.7g/cm3之间，所述防热层的密度在0.9～1.1g/cm3之间。其中，所述防热挡板的密度大于所述防热层的密度，所述防热挡板采用整体编织体结构预固化成型，所述防热挡板具有较高的纤维体积含量，抗烧蚀能力强，同时防热层采用轻质化编织体复合材料，所述防热层的导热率低于0.4w/(m.k)，使所述一体化舱段局部热防护结构满足轻量化的要求。

10、结合第一方面，在一种实施方式中，所述隔热块采用导热率低于0.1w/(m.k)的隔热材料。其中，优选地，所述隔热块可以采用导热率为0.05w/(m.k)的隔热材料，所述隔热块采用低导热率材料具有隔热的作用，所述隔热块可以有效减少所述嵌入件和所述舱段承力壳体之间传热。

11、第二方面，本技术实施例还提供了一种飞行器，其包括：舱段承力壳体以及所述的一体化舱段局部热防护结构，所述的一体化舱段局部热防护结构安装于所述舱段承力壳体。其中，所述舱段承力壳体安装于所述一体化舱段局部热防护结构的底部，所述防热层与所述舱段承力壳体粘连，所述防热层的重量大于所述舱段承力壳体的重量，在飞行过程中所述防热层有效挤压所述舱段承力壳体，使所述防热层与所述舱段承力壳体连接更紧密，所述舱段承力壳体可以用于承载所述防热挡板和所述防热层。

12、第三方面，本技术实施例还提供了一种一体化舱段局部热防护结构的加工方法，所述加工方法包括如下步骤：

13、将连接结构与防热挡板预固化，使连接结构安装于防热挡板；

14、将防热层在模具内围起设于防热挡板的四周，且将防热挡板与防热层交错搭接，然后将防热挡板与防热层共同固化成型；

15、将防热层与舱段承力壳体套装连接，然后将防热挡板与舱段承力壳体通过连接结构连接，形成一体化舱段局部热防护结构。

16、其中，所述连接结构可以包括所述嵌入件和所述连接螺钉，所述嵌入件嵌入所述防热挡板的底部，所述连接螺钉与所述嵌入件螺纹连接，所述嵌入件和所述防热挡板预固化，使所述嵌入件和所述防热挡板的整体性增强；所述防热挡板的四周凸伸出多个第一翻边结构，多个所述第一翻边结构插入所述防热层内，优选地，多个所述第一翻边结构可以设置为两个，多个所述第一翻边结构设置为锯齿形，所述防热挡板与所述防热层交错搭接，使所述防热挡板与所述防热层的连接处抗冲刷能力增强，所述防热挡板与所述防热层共同固化成型，使所述防热挡板与所述防热层整体性增强；所述防热挡板与所述舱段承力壳体通过所述连接螺钉螺纹连接，使所述防热挡板和所述舱段承力壳体的连接强度提高，所述一体化舱段局部热防护结构在满足局部抗热冲刷的同时总体重量较轻，所述一体化舱段局部热防护结构的加工方法工艺简单，便于批量化生产应用。

17、本技术实施例提供的技术方案带来的有益效果包括：

18、通过在防护结构中设置高密度的防热挡板，可以使防热挡板具有高抗烧蚀和抗冲刷能力，可在局部高热流环境下使用，满足耐烧蚀、抗冲刷要求，同时防热挡板与四周的防热层交错搭接共同固化成型，使防热挡板与防热层的连接处具有较强的抗冲刷能力，固化后整体性强，并且防热层的密度小于防热挡板的密度，可以降低整个一体化舱段局部热防护结构的总体重量，解决了相关技术中整个舱段热防护结构的总体重量较重，不满足轻量化要求的技术问题。