一种高超声速滑翔类飞行器的热防护装置技术领域
本发明属于高超速滑翔类飞行器热防护技术领域，涉及一种新型可靠分离式热防
护结构，用于高超声速滑翔类飞行器热防护，可有效解决热防护方案设计中热匹配和热应
力难题，提高了热防护系统设计的可靠性。
背景技术
高超声速滑翔类飞行器(一般指飞行速度超过Ma5)，由于飞行马赫数高，一般采用
较为复杂大升力体或翼身融合体气动外形，且跳跃滑翔机动飞行，具有较强的机动性和突
防能力，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，已成为目前国内外武器与航天器发展的
主要方向。
该滑翔类飞行器在低空稠密大气层飞行时，飞行器面临较为严酷气动加热，飞行
器典型部位热流密度峰值达到1.8MW/m2，总加热量为60MJ/m2。由于采用大升力体或翼身融
合体气动外形，较尖化的局部位置气动热环境较为严酷，飞行器表面热流密度梯度较大。一
方面，较大梯度的热流密度使得防热材料的温度梯度较大，导致防热材料具有较大热应力；
另一方面，长时间严酷的气动加热使得不同结构件的较大热变形、热匹配难度较大。比如，
在500mm×600mm×500mm的典型舱段，采用常规的热防护设计结构，局部热应力达到
150MPa，超出了材料的安全使用要求，变形量达到2mm，不满足总体技术指标。
为保证高超声速滑翔类飞行器飞行工作，需要对热防护结构进行改进设计，以降
低复杂外形，恶劣气动热环境下热防护系统压力。
因此，寻求合理可行、经济高效、设计巧妙的热防护结构是高超声速滑翔类飞行器
热防护系统要解决的关键问题。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷和改进需求缺点，本发明目的在于一种高超声速滑翔类
飞行器的热防护装置，其通过防热层进行分块设计、防热层和承力层的分离设计，能有效解
决热防护方案设计中热匹配和热应力难题，提高了热防护系统设计的可靠性。
为实现上述目的，本发明提供一种高超声速滑翔类飞行器的热防护装置，其包括
防热层、隔热层和承力层，其中，
所述隔热层覆盖在承力层上，所述防热层覆盖在隔热层上，
所述防热层和所述承力层相分隔且无物理上的连接或者接触，以保证所述防热层
和所述承力层在气动加热环境下自由变形，
所述防热层包括多块，多块防热层相互拼接以形成整体，多块所述防热层在舱段
的拐角处、舱段的角部处、水平翼和舱体的交接处相互拼接，
在舱段对接处的防热层和承力层间局部设置有多个防热条，多个所述防热条相隔
间隙，所述防热条相对防热层能自由滑动，以适应应力变形，
所述防热条和所述防热层材质相同。
进一步的，所述防热层为陶瓷防热材料，其该陶瓷防热材料的拉伸强度为80Mpa～
120Mpa。
进一步的，每块所述防热层的边沿部均设置有台阶面，以通过叠合并固定台阶面
而实现防热层块间的拼接。
进一步的，以螺钉固定叠合的台阶面，所述螺钉的材质与所述防热层相同，所述螺
钉为沉头螺钉。
进一步的，所述防热层的厚度为6mm～8mm，所述台阶面的厚度为3mm～4mm。
进一步的，所述隔热层的导热系数小于0.1W/mk，所述隔热层的密度为200kg/m3～
300kg/m3。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案能够取得下列有益效果：
在较严酷且周向较大梯度气动加热条件下，防热层的分块设计，可有效降低防热
层法向和周向热应力，避免防热层局部的应力集中对防热层的破坏。防热层和承力层之间
分离，在长时间气动加热环境下，防热层和承力层间可自由变形。本发明的一种新型热防护
结构，可有效解决热防护方案设计中热匹配和热应力难题，提高了热防护系统设计的可靠
性。
附图说明
图1为按照本发明实施例的新型分离式热防护装置的结构示意图；
图2为按照本发明实施例的新型分离式热防护装置的横截面示意图；
在所有附图中，相同的附图标记表示同样的特征，具体地：
1－承力层，2－连接螺钉，3－隔热层、4－防热层，5－螺钉孔。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对
本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并
不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要
彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明提供一种可靠分离式热防护装置，用于高超声速滑翔类飞行器热防护，防
热层采用分块成型，通过螺钉将各块连接成舱段，螺钉材料同防热材料母体，防热层、隔热
层和承力层之间相互分离。在较气动加热较严酷且周向较大梯度气动热环境下，防热层分
块设计可有效降低防热层法向和周向热应力，避免防热层局部的应力集中对防热层的破
坏。防热层和承力层之间分离，在长时间气动加热环境下，防热层和承力层间可自由变形。
本发明装置可有效解决热防护方案设计中热匹配和热应力难题，提高了热防护系统设计的
可靠性。
图1为按照本发明实施例的新型分离式热防护装置的结构示意图；图2为按照本发
明实施例的新型分离式热防护装置的横截面示意图，由以上两图可知，该新型可靠分离式
热防护装置包括防热层、隔热层和承力层，隔热层覆盖在承力层上，防热层覆盖在隔热层
上，承力层可为金属材料，也可为复合结构材料，比如为碳纤维或者玻璃纤维增强的树脂基
复合材料，隔热层为轻质、多孔的金属或非金属蜂窝材料，防热层为具有一定强度的陶瓷基
热防护材料。防热层、隔热层、承力层和连接螺钉一起构成了复杂外形的热防护装置。
更具体的，所述防热层和所述承力层相分隔且无物理上的连接或者接触，以保证
所述防热层和所述承力层在气动加热环境下自由变形，所述防热层包括多块，多块防热层
相互拼接以形成整体，多块所述防热层在舱段的拐角处、舱段的角部处、水平翼和舱体的交
接处相互拼接。在实际工程中，在舱段的应力集中处以及在成型防热层时候的脱模困难处
均可将防热层分块连接，分块连接的最大好处为缓解应力集中。
在舱段对接处的防热层和承力层间局部设置有多个防热条，多个所述防热条相隔
间隙，所述防热条相对防热层能自由滑动，以适应应力变形。当有应力集中时，防热条可以
吸收变形，同样起到缓解应力集中的作用。防热条和所述防热层材质相同，所述防热层为陶
瓷防热材料，其该陶瓷防热材料的拉伸强度为80Mpa～120Mpa。
在本发明的一个实施例中，每块所述防热层的边沿部均设置有台阶面，以通过叠
合并固定台阶面而实现防热层块间的拼接。以螺钉固定叠合的台阶面，所述螺钉的材质与
所述防热层相同，所述螺钉为沉头螺钉。所述防热层的厚度为6mm～8mm，所述台阶面的厚度
为3mm～4mm。
在本发明的又一实施例中，所述隔热层的导热系数小于0.1W/mk，所述隔热层的密
度为200kg/m3～300kg/m3。这样限定的优点为，能同时兼顾重量和隔热性能。
在实际工程中，高超声速滑翔类飞行器采用大升力体或翼身融合体气动外形，较
尖化的局部位置气动热环境较为严酷，飞行器表面热流密度梯度较大。一方面，较大梯度的
热流密度使得防热材料的温度梯度较大，导致防热材料具有较大热应力；另一方面，长时间
严酷的气动加热使得不同结构件的较大热变形，热匹配难度较大。
针对以上实际问题，本发明中，防热层采用分块成型，通过螺钉将各块连接成舱
段，螺钉材料同防热材料母体，防热层、隔热层和承力层之间相互分离。在较严酷且周向较
大梯度气动加热时，防热层的分块设计，可降低的成型防热层的工艺难度和生产成本，可有
效降低防热层法向和周向热应力，避免防热层局部的应力集中对防热层的破坏。防热层和
承力层之间分离，在长时间气动加热环境下，防热层和承力层间可自由变形。
下面通过借助实施例更加详细地说明本发明，但以下实施例仅是说明性的，尤其
是就在关于具体尺寸和舱内单机设备等方面的说明，本发明的保护范围并不受这些实施例
的限制。
本实施例中，飞行器50km以下的飞行时间为400s，舱段尺寸为500mm×600mm×
500mm复杂的D型舱段，防热厚度为8mm，隔热层厚度为12mm，承力层厚度为2.5mm。前舱防热
层分为上下两部分，用16个M6的螺钉进行连接，通过气动热分析，舱段迎风线外壁峰值温度
为1500℃，侧棱外壁峰值温度1700℃，侧风线外壁峰值温度800℃，侧棱到侧风线温度梯度
较大，采用分离式热防护方案，防热材料热应力降低到100Mpa以下，热变形在1mm以下，可以
满足使用要求。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以
限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含
在本发明的保护范围之内。