[發明專利]一種中高熱流條件下防熱前緣柵格舵

有效

• 申請號: 202011359949.2
• 申請日: 2020-11-27
• 公開（公告）號: CN112389634B
• 公開（公告）日: 2022-12-27
• 發明（設計）人: 杜濤;王國輝;宮宇昆;楊建民;馬惠廷;崔照云;張然;牟宇;高家一;李舟陽;沈丹;閆指江;張耘隆;張津澤;唐偉;徐珊姝
• 申請（專利權）人: 北京宇航系統工程研究所
• 主分類號: B64C9/00
• 分類號: B64C9/00;B64C1/38
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 程何

一種中高熱流條件下防熱前緣柵格舵，屬于熱防護技術領域。本發明解決了柵格舵防熱涂層雖然施工工藝友好，適合于柵格舵對象，但是抗沖刷能力低，不能抵抗再入高動壓的難題，確保了柵格舵本體結構的熱防護措施的安全性，避免在高動壓沖刷下防熱層/本體結構界面發生防熱結構破壞。雖然端頭裸露在來流空氣中，造成端頭本體結構的氣動加熱問題，但是由于后體受到了防熱層的保護，柵格的結構本體溫度較低，端頭的高溫可以向柵格結構本體傳遞，延緩了端頭受熱的高溫壓力。采用本發明熱防護方案，即能夠發揮低密度防熱涂層的工藝友好性，同時避免了柵格舵格柵本體防熱層不耐高動壓沖刷的技術難題，確保了飛行安全。

技術領域

本發明涉及一種中高熱流條件下防熱前緣柵格舵，屬于熱防護技術領域。

背景技術

柵格舵早期主要應用于亞聲速至超聲速條件(馬赫數不大于2)，飛行速度低，不引起氣動加熱問題。隨著應用于高超聲速飛行條件下，例如應用于子級落區控制或精確回收項目，典型代表如SpaceX公司的Falcon火箭的柵格舵，再入初速度大于馬赫數5，屬于高超聲速范圍，飛行過程速度較高，與空氣的劇烈摩擦，引起嚴重的氣動加熱問題。針對火箭子級落區控制類型，再入熱環境屬于中高熱流和高動壓環境。由于格子結構的特殊性，造成激波與邊界層干擾，柵格舵格子內部壁面存在極高的氣動加熱，與自由壁面有所不同。高動壓條件對結構強度設計造成較大壓力，需要本體結構具有一定的強度，本體結構溫度的上升會導致結構強度下降，因此對熱防護有一定要求。而由于柵格舵為薄壁結構，安裝空間狹小，難以采取一些常見的防熱措施，熱防護措施選擇有較大局限性。同時柵格舵的薄壁結構具有氣動性能要求，防熱措施不宜太厚，影響柵格舵氣動性能。

在這種情況下，我們提出了采用噴涂的低密度硅橡膠類型防熱材料作為柵格舵的防熱方案。該類型防熱采用采用噴涂或涂覆方式到覆蓋到柵格舵金屬結構裸露表面，施工工藝符合柵格舵局部空間狹小的條件，施工工藝友好，但是硅橡膠類防熱材料有個缺點，本體結構強度不高，不抗沖刷，而柵格舵在再入過程動壓較高，在柵格舵端頭將形成極高的剪切力，可能造成防熱層的機械破壞。為此，針對這種情況，我們提出了一種新型的柵格舵熱防護措施，在端頭采用本體金屬結構，端頭有一定突出，保護后體的防熱層，避免防熱層受氣動剪切力的機械破壞。

傳統的熱防護方案，一般采用低密度防熱材料完全覆蓋本體。但是由于再入來流的高動壓特性，在端頭附近必然形成高剪切流動，導致低密度防熱材料發生撕裂，裂紋的進一步擴展完全破壞防熱層，一方面可能導致防熱結構的失效，本體結構全面氣動加熱，本體結構的熱失效。另一方面防熱層的局部失效，防熱層的無序運動可能誘發柵格舵格柵內部流動的混亂，導致柵格舵功能性失效。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供了一種中高熱流條件下防熱前緣柵格舵，采用了適應柵格舵壁面薄，空間狹窄的低密度硅橡膠類型防熱材料噴涂覆蓋的熱防護方案。但是硅橡膠類防熱材料本體結構強度不高，不抗沖刷，而柵格舵在再入過程動壓較高，在柵格舵端頭將形成極高的剪切力，造成防熱層的機械破壞。為此提出了一種端頭的改進方案，即保證了低密度硅橡膠類型防熱材料的結構安全，又能夠發揮低密度防熱材料的工藝友好性。

本發明的技術解決方案是：一種中高熱流條件下防熱前緣柵格舵，包括柵格結構和安裝機構；

所述柵格結構為由若干格柵構成的網格狀結構，所述格柵為由若干格柵板圍合的中空結構；所述格柵板包括防熱前緣；

所述安裝機構與格柵結構固定連接，同時與飛行器連接。

進一步地，所述格柵板包括內層板和前緣；所述前緣位于內層板迎風的一端。

進一步地，所述內層板與前緣后部連接處為向內凹陷的臺階，外層板位于臺階內。

進一步地，所述前緣為球狀結構，其曲率半徑不低于預設值。

進一步地，所述曲率半徑預設值的確定方法為：根據柵格舵氣動性能和防熱要求之間進行平衡設計。