[發明專利]一種對流冷卻主動熱防護結構

有效

• 申請號: 201811149875.2
• 申請日: 2018-09-29
• 公開（公告）號: CN109264030B
• 公開（公告）日: 2021-02-09
• 發明（設計）人: 張力夫;趙濱;呂清;高潤鵬;李建冬
• 申請（專利權）人: 北京機械設備研究所
• 主分類號: B64G1/58
• 分類號: B64G1/58
• 代理公司: 北京天達知識產權代理事務所(普通合伙) 11386
• 代理人: 胡時冶;和歡慶

本發明公開了一種對流冷卻主動熱防護結構，屬于航天器熱防護技術領域，解決了現有技術中熱防護結構過度依賴材料的熱防護性能，結構復雜，成本高和防熱效率低下的問題。該對流冷卻主動熱防護結構包括表層、中間層、內層，所述中間層靠近表層的部分設有冷卻流道。本發明提供的對流冷卻主動熱防護結構用于航天器重回大氣層時的熱防護。

技術領域

本發明屬于航天器熱防護領域，特別涉及一種對流冷卻主動熱防護結構。

背景技術

航天器重復使用是降低天地往返運輸系統的運輸費用和提高操作效率的有效途徑，是未來航天領域技術發展的必然趨勢。顯然，這些高超音速飛行器在重返大氣層時均要經受嚴重的氣動加熱，因此均需考慮可重復使用航天器的防熱問題。

現階段的航天器熱防護結構多是基于材料本身屬性的被動式熱防護結構，但陶瓷基等復合材料的價錢昂貴，對于可重復使用航空器存在使用次數限制的硬性要求，且結構復雜，制造困難，防熱效率低下，不能多次重復大熱載使用。

被動式熱防護的傳熱放熱效率在材料性能方面趨于極限，已很難滿足將來更高馬赫數高超飛行器的多次重復大熱載使用環境。

發明內容

鑒于以上分析，本發明旨在提供一種對流冷卻主動熱防護結構，用以解決現有熱防護結構過度依賴材料的熱防護性能，結構復雜，成本高和防熱效率低下的問題。

本發明的目的主要是通過以下技術方案實現的：

一種對流冷卻主動熱防護結構，包括表層、中間層和內層，中間層靠近表層的部分設有冷卻流道。

進一步的，冷卻流道為S形流道。

進一步的，S形流道為多個且為單S形流道并聯設置。

進一步的，S形流道的內拐彎直徑不低于方形截面的邊長。

進一步的，S形流道的并聯間隔不低于方形截面的邊長。

進一步的，表層、內層材料均為蜂窩夾層結構。

進一步的，表層材料為鎳鉻鈷鉬合金，所述內層材料為鈦合金。

進一步的，表層厚度為15.8～22.9mm。

進一步的，中間層厚度為3～4mm。

進一步的，冷卻流道的高度為所述中間層厚度的2/3。

進一步的，S形流道的拐彎直徑為方形截面邊長的1-2倍。

進一步的，S形流道的并聯間隔為方形截面邊長的1-2倍。

進一步的，冷卻劑流速為2～6m/s。

與現有技術相比，本發明有益效果如下：

(1)本發明對流冷卻主動熱防護結構是一種可多次重復使用熱防護結構形式，最大化減少對材料的依賴，由工質或冷卻劑帶走全部或絕大部分熱量，節約成本，提高防熱效率。

(2)表層和內層的蜂窩夾層結構使本發明熱防護結構具有良好的力學性能、隔熱性能和熱沖擊性能好，且蜂窩夾層結構使熱防護結構質量減輕。

(3)本發明使用燃料作為冷卻劑，對流冷卻降低表層溫度的同時對燃料完成了預熱，節約能源，且不用再額外配備冷卻劑，減輕航天器重量。

(4)對熱防護結構進行進一步優化，通過調整表層與中間層的厚度，使熱防護結構在滿足使用要求的同時減輕重量。

本發明的其他特征和優點將在隨后的說明書中闡述，并且，部分可從說明書中變得顯而易見，或者通過實施本發明而了解。本發明的目的和其他優點可通過在所寫的說明書以及權利要求書中所特別指出的結構來實現和獲得。

附圖說明