[發(fā)明專利]一種高超聲速飛行器疏導(dǎo)式舵軸防熱結(jié)構(gòu)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201611180135.6
• 申請(qǐng)日: 2016-12-19
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN106809375B
• 公開(kāi)（公告）日: 2019-05-24
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 韓海濤;艾邦成;胡龍飛;陳亮;陳思員;俞繼軍;羅曉光
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院
• 主分類號(hào): B64C9/00
• 分類號(hào): B64C9/00;B64F5/00
• 代理公司: 中國(guó)航天科技專利中心 11009
• 代理人: 龐靜

一種高超聲速飛行器疏導(dǎo)式舵軸防熱結(jié)構(gòu)，將舵軸設(shè)計(jì)成中空結(jié)構(gòu)，其中空腔的上表面位于舵軸安裝縫隙之上且與舵面之間通過(guò)隔熱層隔開(kāi)，下表面位于機(jī)體內(nèi)部，且下表面與舵機(jī)之間通過(guò)相變材料或者熱沉隔開(kāi)；空腔的側(cè)壁設(shè)置與舵軸母線平行的槽道，毛細(xì)芯焊接在槽道表面，空腔內(nèi)填充工質(zhì)，通過(guò)空腔內(nèi)工質(zhì)相變與擴(kuò)散，將舵軸縫隙處氣動(dòng)加熱的熱量疏導(dǎo)至整個(gè)空腔的內(nèi)壁；舵軸位于機(jī)體內(nèi)部部分以及舵面部分外表面設(shè)置隔熱層。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種舵軸疏導(dǎo)式防熱結(jié)構(gòu)，屬于高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器在飛行過(guò)程中，當(dāng)舵軸受到直接氣動(dòng)加熱時(shí)，由于舵軸曲率半徑較小，而且在舵面與機(jī)體的間隙處存在縫隙干擾效應(yīng)，暴露外部的舵軸表面在縫隙處很小的區(qū)域內(nèi)會(huì)出現(xiàn)局部的高熱流區(qū)域，使舵軸的局部出現(xiàn)高溫“熱點(diǎn)”，最高溫度甚至可能超過(guò)高溫合金材料的許用溫度，同時(shí)局部較大的溫度梯度會(huì)在舵軸處造成很大的熱應(yīng)力，對(duì)舵軸的高溫強(qiáng)度提出了很大挑戰(zhàn)，這一問(wèn)題對(duì)于全動(dòng)舵而言尤為嚴(yán)重。現(xiàn)有高超飛行器主要采用C/C、C/SiC等復(fù)合材料制備舵軸以保證其防熱性能，然而，復(fù)合材料存在氧化問(wèn)題，且對(duì)制備工藝要求高，成本也較高；金屬材料舵軸具有良好的承力特性和較高的損傷寬限，可靠性高，在可重復(fù)使用性能方面具有更好的性能，但和復(fù)合材料相比，使用溫度較低；通過(guò)復(fù)合材料防隔熱結(jié)構(gòu)與金屬連接結(jié)構(gòu)的組合結(jié)構(gòu)需要解決不同材料的熱匹配問(wèn)題，且對(duì)舵的布局和結(jié)構(gòu)形式有一定限制，造成舵結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，影響可靠性。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：為解決現(xiàn)有技術(shù)中存在的不足，本發(fā)明提供一種高超聲速飛行器疏導(dǎo)式舵軸防熱結(jié)構(gòu)。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一種高超聲速飛行器疏導(dǎo)式舵軸防熱結(jié)構(gòu)，將舵軸設(shè)計(jì)成中空結(jié)構(gòu)，其中空腔的上表面位于舵軸安裝縫隙之上且與舵面之間通過(guò)隔熱層隔開(kāi)，下表面位于機(jī)體內(nèi)部，且下表面與舵機(jī)之間通過(guò)相變材料或者熱沉隔開(kāi)；空腔的側(cè)壁設(shè)置與舵軸母線平行的槽道，毛細(xì)芯焊接在槽道表面，空腔內(nèi)填充工質(zhì)，通過(guò)空腔內(nèi)工質(zhì)相變與擴(kuò)散，將舵軸縫隙處氣動(dòng)加熱的熱量疏導(dǎo)至整個(gè)空腔的內(nèi)壁；舵軸位于機(jī)體內(nèi)部部分以及舵面部分外表面設(shè)置隔熱層。

槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距結(jié)合毛細(xì)芯滿足液體在槽道內(nèi)的毛細(xì)力大于工質(zhì)回流的阻力。

槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距結(jié)合毛細(xì)芯滿足傳熱過(guò)程中，在舵軸縫隙處的工質(zhì)連續(xù)。

在滿足結(jié)構(gòu)強(qiáng)度及剛度的前提下，槽道寬度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，間距小于2mm。

所述的毛細(xì)芯的組合形式至少包括不同目數(shù)的兩層毛細(xì)芯，其中目數(shù)低的毛細(xì)芯位于外表面。

通過(guò)下述步驟確定結(jié)構(gòu)的相關(guān)尺寸：

第一步，假設(shè)無(wú)槽道時(shí)，根據(jù)高超聲速飛行器的工作環(huán)境，計(jì)算滿足強(qiáng)度及剛度要求的空腔壁厚；

第二步，初始化槽道及毛細(xì)芯參數(shù)，即槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距t，毛細(xì)芯的目數(shù)和組合形式；

第三步，建立滿足槽道及毛細(xì)芯參數(shù)的中空舵軸傳熱傳質(zhì)分析模型進(jìn)行仿真，根據(jù)舵軸縫隙處的氣動(dòng)載荷條件，計(jì)算中空舵軸空腔表面的溫度分布；

第四步，根據(jù)得到的溫度分布，判斷中空舵軸位于機(jī)體內(nèi)部部分以及位于舵面部分的溫度是否滿足設(shè)計(jì)要求，若滿足，則當(dāng)前槽道及毛細(xì)芯參數(shù)以及空腔壁厚為最終的設(shè)計(jì)參數(shù)；否則轉(zhuǎn)下一步；

第五步，判斷仿真過(guò)程在舵軸縫隙處的工質(zhì)是否連續(xù)，若連續(xù)，則減小槽道間距t，從第三步重新執(zhí)行；若不連續(xù)，則減小槽道寬度w或者增大毛細(xì)芯的目數(shù)或者增加毛細(xì)芯的組合層數(shù)，從第三步重新執(zhí)行。

當(dāng)減小槽道間距時(shí)，根據(jù)當(dāng)前槽道參數(shù)，根據(jù)高超聲速飛行器的工作環(huán)境，重新計(jì)算滿足強(qiáng)度及剛度要求的空腔壁厚；根據(jù)此空腔壁厚執(zhí)行第三步。