本公開涉及超高速飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，具體而言，涉及一種飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)：

1、在超高速飛行器的發(fā)展中，面臨著諸多技術(shù)挑戰(zhàn)，尤其是在穿越大氣層時(shí)，飛行器的關(guān)鍵部位如整流罩因與高速氣流摩擦而產(chǎn)生高溫。長時(shí)間處于高溫環(huán)境下，關(guān)鍵組件可能會因強(qiáng)度減低和結(jié)構(gòu)熱變形而受損，直接影響飛行器的結(jié)構(gòu)安全性和氣動外形。因此，設(shè)計(jì)一種有效的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)是確保飛行器安全飛行的關(guān)鍵。

2、需要說明的是，在上述背景技術(shù)部分公開的信息僅用于加強(qiáng)對本公開的背景的理解，因此可以包括不構(gòu)成對本領(lǐng)域普通技術(shù)人員已知的現(xiàn)有技術(shù)的信息。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本公開提供一種飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，可對關(guān)鍵組件進(jìn)行熱防護(hù)。

2、根據(jù)本公開的一個(gè)方面，提供一種飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，包括：

3、剛性隔熱層，包括多個(gè)并排分布的隔熱瓦，所述隔熱瓦的導(dǎo)熱率小于3w/m℃；

4、柔性隔熱層，設(shè)于所述剛性隔熱層上，且覆蓋各所述隔熱瓦，所述柔性隔熱層的導(dǎo)熱率小于所述隔熱瓦的導(dǎo)熱率；

5、絕熱層，設(shè)于所述柔性隔熱層遠(yuǎn)離所述剛性隔熱層的一側(cè)，且所述絕熱層的導(dǎo)熱率小于所述隔熱瓦的導(dǎo)熱率；

6、導(dǎo)熱層，設(shè)于所述絕熱層遠(yuǎn)離所述剛性隔熱層的一側(cè)，且所述導(dǎo)熱層的導(dǎo)熱率大于所述隔熱瓦的導(dǎo)熱率。

7、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述柔性隔熱層的導(dǎo)熱率為0.04w/m℃～0.1w/m℃。

8、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述隔熱瓦的材料為碳化硅。

9、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述柔性隔熱層包括延伸部和連接于所述延伸部中遠(yuǎn)離所述剛性隔熱層的表面的多個(gè)凸條；所述絕熱層中具有多個(gè)沿垂直于所述絕熱層的方向向內(nèi)凹陷的凹槽，所述凸條一一對應(yīng)地嵌入至所述凹槽內(nèi)。

10、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述絕熱層包括依次連接且交替分布的第一絕熱部及第二絕熱部，所述第一絕熱部的厚度大于所述第二絕熱部的厚度，所述凹槽設(shè)于所述第一絕熱部內(nèi)。

11、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述第二絕熱部的厚度大于所述剛性隔熱層的厚度，所述第二絕熱部的厚度大于所述柔性隔熱層的厚度，所述第二絕熱部的厚度大于所述導(dǎo)熱層的厚度。

12、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述絕熱層的材料為聚氨酯泡沫。

13、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述導(dǎo)熱層隨形覆蓋所述絕熱層的表面。

14、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述導(dǎo)熱層的導(dǎo)熱率大于110w/m℃。

15、在本公開的一種示例性實(shí)施例中，所述導(dǎo)熱層的材料包括碳纖維或碳基基體。

16、本公開的飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，可通過剛性隔熱層、柔性隔熱層、以及絕熱層隔絕大量的熱量，以免大量熱量進(jìn)入熱防護(hù)結(jié)構(gòu)內(nèi)部的關(guān)鍵組件內(nèi)，同時(shí)可通過剛性隔熱層、柔性隔熱層以及絕熱層對已經(jīng)進(jìn)入的少部分熱量進(jìn)行層層擴(kuò)散，以使得傳遞到導(dǎo)熱層的熱量被均勻的分散開，此時(shí)，熱量不會集中在某一點(diǎn)，可降低局部高溫對熱防護(hù)結(jié)構(gòu)所防護(hù)的關(guān)鍵組件的損傷；可通過導(dǎo)熱層快速的將熱量導(dǎo)出，進(jìn)而減小熱量對需要防護(hù)的關(guān)鍵組件的損傷。此外，在熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中，可通過柔性隔熱層釋放剛性隔熱瓦及絕熱層內(nèi)的應(yīng)力，避免應(yīng)力集中，降低熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的損傷概率，提高熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的使用壽命。

17、應(yīng)當(dāng)理解的是，以上的一般描述和后文的細(xì)節(jié)描述僅是示例性和解釋性的，并不能限制本公開。

技術(shù)特征：

1.一種飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述柔性隔熱層的導(dǎo)熱率為0.04w/m℃～0.1w/m℃。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述隔熱瓦的材料為碳化硅。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述柔性隔熱層包括延伸部和連接于所述延伸部中遠(yuǎn)離所述剛性隔熱層的表面的多個(gè)凸條；所述絕熱層中具有多個(gè)沿垂直于所述絕熱層的方向向內(nèi)凹陷的凹槽，所述凸條一一對應(yīng)地嵌入至所述凹槽內(nèi)。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述絕熱層包括依次連接且交替分布的第一絕熱部及第二絕熱部，所述第一絕熱部的厚度大于所述第二絕熱部的厚度，所述凹槽設(shè)于所述第一絕熱部內(nèi)。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第二絕熱部的厚度大于所述剛性隔熱層的厚度，所述第二絕熱部的厚度大于所述柔性隔熱層的厚度，所述第二絕熱部的厚度大于所述導(dǎo)熱層的厚度。

7.根據(jù)權(quán)利要求1-6任一項(xiàng)所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述絕熱層的材料為聚氨酯泡沫。

8.根據(jù)權(quán)利要求1-6任一項(xiàng)所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述導(dǎo)熱層隨形覆蓋所述絕熱層的表面。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述導(dǎo)熱層的導(dǎo)熱率大于110w/m℃。

10.根據(jù)權(quán)利要求8所述的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述導(dǎo)熱層的材料包括碳纖維或碳基基體。

技術(shù)總結(jié)
本公開提供一種飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，涉及超高速飛行器的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。該熱防護(hù)結(jié)構(gòu)包括剛性隔熱層、柔性隔熱層、絕熱層以及導(dǎo)熱層，其中：剛性隔熱層包括多個(gè)并排分布的隔熱瓦，隔熱瓦的導(dǎo)熱率小于3W/m℃；柔性隔熱層設(shè)于剛性隔熱層上，且覆蓋各隔熱瓦，柔性隔熱層的導(dǎo)熱率小于隔熱瓦的導(dǎo)熱率；絕熱層設(shè)于柔性隔熱層遠(yuǎn)離剛性隔熱層的一側(cè)，且絕熱層的導(dǎo)熱率小于隔熱瓦的導(dǎo)熱率；導(dǎo)熱層設(shè)于絕熱層遠(yuǎn)離剛性隔熱層的一側(cè)，且導(dǎo)熱層的導(dǎo)熱率大于隔熱瓦的導(dǎo)熱率。本公開的熱防護(hù)結(jié)構(gòu)，可對關(guān)鍵組件進(jìn)行熱防護(hù)。

技術(shù)研發(fā)人員：薛卓,王佩艷,劉付超,裴茹娜,岳珠峰
受保護(hù)的技術(shù)使用者：西北工業(yè)大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/2