一種高超聲速、大攻角再入飛行器的姿控系統熱防護裝置的製作方法

2023-10-10 21:41:19 3

本發明屬於高超速飛行器熱防護技術領域，涉及一種適用於高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統熱防護結構，用於高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統熱防護，其能提高姿控系統設計的可靠性。

背景技術：

高超聲速、大攻角再入飛行器(一般指飛行速度超過Ma5，再入攻角大於30°飛行器)由於飛行器飛行馬赫數高，且跳躍滑翔機動飛行，具有較強的機動性和突防能力，有著巨大的軍事價值和潛在的經濟價值，目前已成為國內外武器與太空飛行器發展的主要方向。

姿控系統對飛行器進行姿態控制，一般的飛行器姿控系統在高空工作，高空大氣密度較小，姿控系統的氣動熱環境較為緩和，無需對姿控系統進行熱防護。對於再入類飛行器採用姿控控制系統，在低空稠密大氣層飛行時，飛行器面臨較為嚴酷的氣動加熱，飛行器典型部位熱流密度峰值達到2.8MW/m2，總加熱量為60MJ/m2。大攻角飛行時，姿控系統發動機噴管暴露在自由來流中，流線直接作用到姿控發動機上，導致姿控發動機噴管的熱環境較為嚴酷，溫度高達1700℃，超出900℃溫度的設計要求。

為保證高超聲速、大攻角再入飛行器姿控動力系統的安全工作，需要對姿控系統進行熱防護設計，但考慮到姿控系統較為複雜，姿控發動機較多，且上下、左右對稱布置，還需要保證足夠的力臂，由此可知，姿控系統面臨較大的熱防護壓力。

因此，尋求合理可行、經濟高效、設計巧妙的熱防護裝置是高超聲速、大攻角再入飛行器姿控動力系統要解決的關鍵問題。

技術實現要素：

針對現有技術的以上缺陷或改進需求，本發明提供一種適用於高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統熱防護裝置，用於滿足高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統嚴酷氣動加熱條件下姿控動力系統的熱防護。

為實現上述目的，按照本發明的一個方面，提供了一種適用於高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統熱防護裝置，其包括後底蓋板，底蓋板防熱層、姿控動力單元、姿控防熱承力板、姿控防熱層，姿控發動機噴管防熱套和脫插頭防熱套，

其中，後底蓋板為承力結構，姿控動力單元安裝在後底蓋板上，姿控發動機噴管在後底蓋板外，後底蓋板為承力結構，可為金屬材料，也可為複合材料製備的承力結構，後底蓋板上設計有後底蓋板防熱層，後底蓋板防熱層可為非金屬防熱材料，後底蓋板和後底蓋板防熱層一起構成底部防熱結構。

姿控發動機噴管高出後底蓋板防熱層，姿控發動機噴管外設計有姿控防熱承力板，姿控防熱承力板外設計姿控防熱層，姿控動力單元出口處設計有姿控發動機噴管防熱套，姿控防熱承力板、姿控防熱層和姿控發動機噴管防熱套一起構成姿控動力單元防熱罩。姿控動力單元防熱罩處還設計有圓柱形脫插頭防熱套。

底部防熱結構、姿控動力單元防熱罩和脫插頭防熱套一起構成姿控系統熱防護裝置。

進一步的，姿控發動機噴管防熱套與姿控發動機噴管間具有1mm～8mm的縫隙，以避免姿控發動機噴管防熱套與姿控發動機噴管硬連接，從而可以避免姿控發動機噴管防熱套對姿控發動機噴管造成損壞。

進一步的，姿控發動機噴管防熱套與姿控發動機噴管間具有5mm的縫隙。

進一步的，所述姿控防熱承力層為鈦合金材質。

總體而言，通過本發明所構思的以上技術方案與現有技術相比，能夠取得下列有益效果：

本發明的再入飛行器姿控系統熱防護裝置包括底部防熱結構、姿控動力單元防熱罩和脫插頭防熱套，該裝置的設計從各個方面進行了熱防護設計，底部具有底蓋板防熱層，姿控動力單元設置在底蓋板上，姿控動力單元上設置有姿控動力單元防熱罩，脫插頭處設計有脫插頭防熱套，這樣的全方面熱防護，可有效解決高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統熱防護難題，提高了姿控系統設計的可靠性。

附圖說明

圖1為按照本發明實施例的姿控系統熱防護裝置結構示意圖；

圖2為按照本發明實施例的姿控動力單元的結構示意圖；

圖3為按照本發明實施例的姿控動力單元防熱罩結構示意圖。

在所有附圖中，相同的附圖標記表示同樣的特徵或者結構，具體地，

1－後底蓋板 2－姿控發動機 3－脫插頭防熱套

4－姿控發動機噴管防熱套 5－姿控發動機噴管 6－姿控動力單元防熱罩

7－後底蓋板防熱層。

具體實施方式

為了使本發明的目的、技術方案及優點更加清楚明白，以下結合附圖及實施例，對本發明進行進一步詳細說明。應當理解，此處所描述的具體實施例僅僅用以解釋本發明，並不用於限定本發明。此外，下面所描述的本發明各個實施方式中所涉及到的技術特徵只要彼此之間未構成衝突就可以相互組合。

圖1為按照本發明實施例的姿控系統熱防護裝置結構示意圖，圖2為按照本發明實施例的姿控動力單元的結構示意圖，由圖可知，高超聲速、大攻角再入飛行器姿控系統熱防護裝置主要包括後底蓋板1，後底蓋板防熱層7、姿控動力單元、姿控防熱承力板、姿控防熱層，姿控發動機噴管防熱套4和脫插頭防熱套3。

其中，姿控動力單元包括姿控發動機2和與姿控發動機想連通的閥門。在本發明的一個實施例中，姿控發動機的數量比如為八個，每個姿控發動機均具有姿控發動機噴管5，高溫高壓氣流從姿控發動機的噴管5噴出，在姿控發動機噴管和姿控防熱層間設置有姿控發動機噴管防熱套4。

其中，後底蓋板為承力結構，用於承受飛行過程中的載荷，姿控動力單元(姿控動力單元包括姿控發動機、與姿控發動機連通的閥門)安裝在後底蓋板上，姿控發動機噴管安裝在姿控發動機上(也即，姿控發動機噴管也安裝在後底蓋板上)，後底蓋板上設計有底蓋板防熱層，底蓋板防熱層可為非金屬防熱材料，後底蓋板和底蓋板防熱層一起構成底部防熱結構。

姿控發動機噴管外設計有姿控防熱承力板，姿控防熱承力板外設計姿控防熱層，姿控發動機噴管高出後底蓋板防熱層，姿控發動機噴管出口處設計有姿控發動機噴管防熱套4，姿控發動機噴管防熱套與姿控發動機噴管間具有譬如5mm縫隙(實際工程中，該縫隙可為1mm～8mm)，設計該縫隙主要用於適應發動機噴管工作過程中的震動，避免姿控發動機噴管防熱套與姿控發動機噴管硬連，從而可以避免姿控發動機噴管防熱套對姿控發動機噴管造成損壞。姿控發動機噴管防熱套有兩個作用：第一、對姿控發動機噴管進行熱防熱；第二、對姿控動力單元防熱罩內部進行熱密封。熱防護裝置中的各個組成部件的具體尺寸根據實際工程中的不同要求確定。

圖3為按照本發明實施例的姿控動力單元防熱罩結構示意圖，由圖可知，姿控防熱承力板、姿控防熱層和姿控發動機噴管防熱套4一起構成姿控動力單元防熱罩6。姿控動力單元防熱罩6處還設計有圓柱形脫插頭防熱套3。脫插頭防熱套3用於保護脫插頭。

下面通過具體的實施例更加詳細地說明本發明熱防護裝置，但以下實施例僅是說明性的，尤其是就在關於具體尺寸和艙內單機設備等方面的說明，本發明的保護範圍並不受這些實施例的限制。

在本發明的一個實施例中，飛行器以40°攻角再入飛行，70km以下的飛行時間為200s，姿控動力單元安裝在750mm×750mm的D型後底蓋板上，姿控發動機的作用力臂不小於350mm，姿控動力單元防熱罩為620mm×460mm的仿形結構，防熱高度為150mm，姿控防熱承力板、姿控防熱層和姿控發動機噴管防熱套一起構成姿控動力單元防熱罩，姿控防熱層為9mm非金屬防熱層，姿控防熱承力板為3mm金屬承力層，金屬承力層材質為鈦合金，姿控發動機噴管材料為不鏽鋼材料，姿控發動機噴管最薄厚度為1mm，姿控發動機噴管防熱套的直徑為Φ110mm，厚度為10mm，姿控發動機噴管防熱套與姿控發動機噴管的間距為5mm。後底蓋板1的材質也為鈦合金。

按典型彈道進行分析獲得的結果如下：姿控系統的防熱層外壁峰值溫度為1500℃左右，滿足防熱罩的外壁低於1600℃的使用要求，防熱結構內壁峰值溫度為350℃。姿控發動機的噴管峰值溫度降低到700℃，均可滿足總體技術指標要求。

本領域的技術人員容易理解，以上所述僅為本發明的較佳實施例而已，並不用以限制本發明，凡在本發明的精神和原則之內所作的任何修改、等同替換和改進等，均應包含在本發明的保護範圍之內。