[發明專利]一種自開型耗散冷卻裝置及熱防護方法

在審

• 申請號: 202210554454.8
• 申請日: 2022-05-20
• 公開（公告）號: CN115123586A
• 公開（公告）日: 2022-09-30
• 發明（設計）人: 吳蘇晨;尹宗軍;王賀;鄧梓龍;張程賓;陳永平
• 申請（專利權）人: 東南大學
• 主分類號: B64G1/52
• 分類號: B64G1/52;B64G1/58;B64G1/22
• 代理公司: 北京德崇智捷知識產權代理有限公司 11467
• 代理人: 王繹涵

本發明屬于熱防護技術領域，具體涉及一種自開型耗散冷卻裝置及熱防護方法。該自開型耗散冷卻裝置包括控制面殼體和設置在控制面殼體內側的熱防護層，熱防護層包括支撐基體、分散于支撐基體內的孔網絡結構、填充在孔網絡結構內的蒸發工質、用于蒸氣有序排散的排氣通道以及用于自行開啟排氣通道的槽道封口閥塞；排氣通道的一端延伸至支撐基體處，另一端延伸至控制面殼體的外表面處。本發明公開自開型耗散冷卻裝置通過蒸發工質的蒸發吸熱將外部短時極端高熱流傳遞來的熱量排出控制面殼體，實現了對控制面殼體的一次性熱防護，有效避免了外部高溫對控制面的超溫形變和燒蝕。

技術領域

本發明屬于熱防護技術領域，尤其是涉及一種自開型耗散冷卻裝置及熱防護方法。

背景技術

熱防護是確保航空航天飛行器能抵抗高溫氣流的破壞、實現可靠運行的關鍵問題。例如，導彈的氣動控制面（如方向舵、體襟翼、襟副翼等）是導彈高馬赫數飛行過程穩定飛行姿態、實現機動性的關鍵部件，尤其是方向舵由于前緣尖、厚度薄、展弦比小，面臨的飛行熱環境往往十分嚴酷。航天飛行器在重返大氣層時會長時間在大氣層中超高速飛行，氣動加熱環境十分惡劣，飛行器的氣動控制面溫度會很高。因此，如何高效及時散除控制面的熱量，保證控制面主體結構不受到熱損傷，阻隔外部熱流向控制面內部傳遞以避免控制面的超溫失效是目前熱防護技術亟待解決的主要問題。

現有熱防護方法包括熱沉式防熱、輻射防熱、燒蝕式防熱以及發汗冷卻防熱。

熱沉式防熱采用熱容大的材料制成防熱層，依靠防熱層材料吸收大部分外界加熱量，這種防熱層受材料熱容極限限制，使用溫度不能太高，否則防熱層材料容易熔化或者受氧化破壞。

輻射防熱依靠與外蒙皮的輻射散熱，因此這種防熱需要外蒙皮兼顧較好的輻射系數和抗高溫能力，對材料性能要求較高。

燒蝕式防熱依靠燒蝕材料受熱分解和氧化燃燒帶走熱量，其缺點為控制面各部分因熱環境不同，燒蝕層各處的厚度變化較大，會破壞飛行器飛行過程中的表面空氣動力學。

發汗冷卻防熱利用發汗劑在壓力作用下從控制面多孔壁中排出，依靠發汗劑迅速擴散蒸發，吸收大量的熱，在控制面形成完全連續的附面層，該附面層又可隔離高溫主流與控制面，發汗冷卻擁有極高的冷卻效率，能長時間進行熱防護。

雖然發汗冷卻相對于其他三種熱防護在解決熱防護方面有著上述一系列的優點，但其系統結構卻較為復雜，且在蒸汽堵塞、溫度振蕩上仍存在技術上亟待解決的問題。基于上述熱防護所存在的問題，本發明提供一種結構簡單且能有效解決蒸汽堵塞的一次性用熱防護裝置。

發明內容

本發明的目的在于提供一種自開型耗散冷卻裝置及熱防護方法，用于克服現有的被動式熱防護技術熱排散難、控制面易變形燒蝕等問題，該裝置基于孔網絡結構-自開型溝槽的結構設計，用以解決蒸汽堵塞，利用蒸發工質快速吸熱蒸發，當溝槽內壓力/溫度達到臨界條件而自發打開排氣通道，用以排散蒸氣將熱量直接帶離控制面以冷卻控制面，實現對控制面在外部短時極端高熱流氣動加熱環境中的一次性用熱防護。

第一方面，本發明提供的一種自開型耗散冷卻裝置，采用如下的技術方案：

一種自開型耗散冷卻裝置，包括流線型的控制面殼體和設于控制面殼體內壁上的熱防護層，其中，所述熱防護層包括

支撐基體，其固定于控制面殼體的內壁上，用于承載外部壓力、保持控制面形體不變形以及作為安裝基體；

孔網絡結構，分散于支撐基體內；

蒸發工質，在一個大氣壓下沸點為x(℃)，填充于孔網絡結構內，用于吸熱蒸發以降低控制面殼體的溫度；

排氣通道，開設于控制面殼體上，一端延伸至支撐基體處，另一端延伸至控制面殼體的外表面處，用于蒸發工質的排放；以及

槽道封口閥塞，位于排氣通道內，在溫度超過m(℃)時能夠自行開啟，在溫度低于n(℃)時能夠填充于排氣通道內以將排氣通道密封住，用于排氣通道的打開與關閉；