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1、(10)申请公布号 CN 103419922 A (43)申请公布日 2013.12.04 CN 103419922 A *CN103419922A* (21)申请号 201310311505.5 (22)申请日 2013.07.24 B64C 1/12(2006.01) (71)申请人 中国人民解放军国防科学技术大学 地址 410073 湖南省长沙市开福区德雅路 9 号 (72)发明人 刘伟强 孙健 聂涛 刘洪鹏 张峰 谢伦娅 (74)专利代理机构 长沙正奇专利事务所有限责 任公司 43113 代理人 马强 (54) 发明名称 一种飞行器的层板式前缘结构 (57) 摘要 本发明涉及一种飞行器。
2、的层板式前缘结构， 具体可用于进行高马赫数飞行的飞行器的鼻锥或 机翼的前缘， 该前缘结构包括外层蒙皮板、 内层包 覆板、 设在外层蒙皮板与内层包覆板之间的供导 热工质循环流动的流道组合板。本发明利用层板 片蚀刻、 叠放形成类似热管的结构， 并将其以前缘 外形通过扩散焊连接形成一体的飞行器的前缘结 构， 并具有结构简单， 投资少、 体积小、 可靠性高的 优点。 (51)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 7 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书1页 说明书3页 附图7页 (10)申请公布号 CN 103419922 A CN 10341。
3、9922 A *CN103419922A* 1/1 页 2 1. 一种飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 该前缘结构包括外层蒙皮板 （1） 、 内层包 覆板 （5） 、 设在外层蒙皮板 （1） 与内层包覆板 （5） 之间的供导热工质循环流动的流道组合 板。 2. 根据权利要求 1 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述流道组合板由外层 毛细槽道板 （2） 、 中间层流道板 （3） 及内层毛细槽道板 （4） 按从外向内的顺序叠压而成， 所 述外层毛细槽道板 （2） 与内层毛细槽道板 （4） 的板面分别设有线性毛细槽道 （6， 8） ， 而中间 层流道板 （3） 的板面设有多条矩形流道 。
4、（7） 。 3. 根据权利要求 2 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述中间层流道板 （3） 上 的多条矩形流道 （7） 在前缘结构的头部相互连通。 4. 根据权利要求 2 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述外层蒙皮板 （1） 的厚 度为 0.12mm。 5. 根据权利要求 2 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述外层毛细槽道板 （2） 的厚度为 0.12mm。 6. 根据权利要求 2 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述中间层流道板 （3） 的 厚度为 0.12mm。 7. 根据权利要求 2 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述内层毛细槽道。
5、板 （4） 的厚度为 0.12mm。 8. 根据权利要求 2 所述飞行器的层板式前缘结构， 其特征是， 所述内层包覆板 （5） 的厚 度为 0.12mm。 权 利 要 求 书 CN 103419922 A 2 1/3 页 3 一种飞行器的层板式前缘结构 技术领域 0001 本发明涉及飞行器的前缘结构， 具体可用于进行高马赫数飞行的飞行器的鼻锥或 机翼的前缘。 背景技术 0002 飞行器进行高马赫数飞行时， 会面对严重的热障问题， 特别是前缘部件尤为严重。 当飞行高度为24km， 飞行速度达7马赫， 半径为20mm的前缘鼻锥上热流密度高达23MW/m2， 壁面温度高达 1400K。当飞行高度为 。
6、25km， 飞行速度达 6 马赫， 半径仅为 12mm 的前缘鼻锥 上热流密度高达45MW/m2， 壁面温度高达16001900K， 而当飞行高度为20100km， 飞行速度 达 1020 马赫， 半径为 1030mm 的前缘鼻锥上热流密度高达 10MW/m2， 壁面温度超过 2000K。 当壁面温度可能超过物面材料的关键温度 （如强度， 熔点等） 时， 同时需要保持良好的气动 外形， 设计热防护系统便可以考虑使用疏导式热防护。 0003 疏导式热防护作为半被动热防护， 它采用高导热率材料、 高效传热元件的传热、 对 流换热的物理特性将高热流区热量快速传递到低热流区， 借助大范围的低温散热面，。
7、 将严 重的气动加热以辐射的方式释放， 以降低高热流区的表面温度， 达到现有耐高温材料能够 承受的水平。疏导式防热结构的核心装置是高导热层， 具体代表就是高温热管。热管需要 保证其壳体材料不熔化， 以防止工质泄露 ； 同时根据工作环境选择填充工质， 以保证较高的 传热能力以及长时间工作。 高热流密度区的热量通过蒙皮等结构材料传递至热管的蒸发吸 热端， 使其内部工质吸收热量并汽化为热管工质 , 所形成的蒸汽流通过热管内部中间的蒸 汽通道向冷端移动并在冷凝段液化释放热量 , 释放的热量又通过热传导到达蒙皮等结构 材料的外表面并以辐射、 对流等方式排放到外部环境 , 最后冷凝了的工质又通过热管管内 。
8、壁附着的毛细结构提供的毛细力返回蒸发吸热端进而得以循环使用。 0004 高温热管作为前缘疏导式热防护结构的关键部件已经得到广泛研究， 其中关于使 用难熔复合材料 / 难熔金属材料热管冷却高超声速飞行器前缘的研究主要在于先进高温 材料、 涂层、 创新热结构的成型技术之间的组合问题。 现有的结构多采用中间层以减小热应 力和可移动性、 微凸面以保证良好接触等。即现有的模式是将常规的金属热管弯曲成前缘 构型， 并将其内嵌至前缘结构中借以发挥其高导热性， 但这样的结构比较复杂， 系统的可靠 性较低， 前缘表面展向温度分布不均匀， 热管壁面与飞行器表面的接触问题严重影响结构 的疏导防热效果。 发明内容 0。
9、005 本发明的目的在于， 针对现有技术的不足， 提供一种飞行器的前缘， 可靠性高， 疏 导防热效果好， 结构简单。 0006 本发明的技术方案为， 一种飞行器的层板式前缘结构， 该前缘结构包括外层蒙皮 板、 内层包覆板、 设在外层蒙皮板与内层包覆板之间的供导热工质循环流动的流道组合板。 0007 导热工质采用液态金属工质。 说 明 书 CN 103419922 A 3 2/3 页 4 0008 所述流道组合板由外层毛细槽道板、 中间层流道板及内层毛细槽道板按从外向内 的顺序叠压而成， 所述外层毛细槽道板与内层毛细槽道板的板面均设有线性毛细槽道， 而 中间层流道板的板面设有多条矩形流道。 00。
10、09 所述中间层流道板上的多条矩形流道在前缘结构的头部相互连通， 前缘结构的头 部即为弧形尖锐的端部。 0010 本发明的前缘结构可根据飞行器的鼻锥或机翼前缘构型而改变。 0011 外层蒙皮板、 外层毛细槽道板、 中间层流道板、 内层毛细槽道板及内层包覆板的厚 度均为 0.12mm。 0012 中间层流道板上蚀刻有矩形流道， 矩形四周有倒角， 在前缘结构头部驻点区域各 矩形流道相互连通。外层毛细槽道板板面和内层槽道板板面刻有毛细槽道， 为热管结构提 供毛细力。 当前缘结构工作时， 液态金属工质在头部驻点区域吸热蒸发形成金属蒸气， 蒸气 通过矩形流道流至前缘低温翼面区域， 并在此处冷凝放热相变成。
11、液态， 热量通过热传递至 前缘低温表面， 再通过辐射散发到外界， 而液态工质则借助流道边角毛细结构和上下表面 毛细槽道的毛细力回流回头部驻点区域进而形成无需外界动力的循环。 0013 与现有技术相比， 本发明的优点在于 ： 1. 利用层板片蚀刻、 叠放形成类似热管的 结构， 并将其以前缘外形通过扩散焊连接形成一体的飞行器的前缘结构， 并具有结构简单， 投资少、 体积小、 可靠性高的优点 ； 2. 飞行器的前缘结构是将层板通过扩散焊技术连接的， 因此可以根据飞行器的前缘构型改变其结构 ； 3. 通过改变中间层流道层板蚀刻得出的流 道， 可以适应前缘结构不同工况下的防热需求， 适用范围广。 附图说。
12、明 0014 图 1 为本发明一种实施例的结构示意图 ； 图 2 为图 1 中本各个层板的分解结构示意图 ； 图 3 是图 1 中外层蒙皮板的结构示意图 ； 图 4 为图 1 中外层毛细槽道板的结构示意图 ； 图 5 为图 1 中中间层流道板的结构示意图 ； 图 6 为图 1 中内层毛细槽道板的结构示意图 ； 图 7 为图 1 中内层包覆板的结构示意图。 具体实施方式 0015 如图 1、 图 2 所示， 一种飞行器的层板式前缘结构， 该前缘结构包括外层蒙皮板 1、 内层包覆板 5、 设在外层蒙皮板 1 与内层包覆板 5 之间的供导热工质循环流动的流道组合 板 ； 流道组合板由外层毛细槽道板 。
13、2、 中间层流道板 3 及内层毛细槽道板 4 按从外向内的顺 序叠压而成， 即整个飞行器的前缘结构由外层蒙皮板 1、 外层毛细槽道板 2、 中间层流道板 3、 内层毛细槽道板 4 及内层包覆板 5 按从外向内的顺序叠压， 并通过扩散焊焊接而成。 0016 如图 3 所示， 外层蒙皮板 1 为板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配的整 板， 板面厚度为 0.5mm。 0017 如图 4 所示， 外层毛细槽道板 2 的板面设有线性毛细槽道 6， 板面形状与飞行器的 鼻锥或机翼前缘构型匹配， 板面厚度为0.2mm， 线性毛细槽道6的槽道宽为0.2mm， 相邻槽道 说 明 书 CN 10341992。
14、2 A 4 3/3 页 5 之间的距离为 0.25mm。 0018 如图 5 所示， 中间层流道板 3 的板面设有 3 条矩形流道 7， 中间层流道板 3 上的 3 条矩形流道 7 在前缘结构的头部相互连通， 板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹 配， 板面厚度为 2mm， 矩形流道 7 的宽度为 10mm， 相邻矩形流道之间的距离为 3mm。 0019 如图 6 所示， 内层毛细槽道板 4 的板面设有线性毛细槽道 8， 板面形状与飞行器的 鼻锥或机翼前缘构型匹配， 板面厚度为0.2mm， 线性毛细槽道8的槽道宽为0.2mm， 相邻槽道 之间的距离为 0.25mm。 0020 如图 7 所示。
15、， 内层包覆板 5 为板面形状与飞行器的鼻锥或机翼前缘构型匹配的整 板， 板面厚度为 0.5mm。 说 明 书 CN 103419922 A 5 1/7 页 6 图 1 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 6 2/7 页 7 图 2 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 7 3/7 页 8 图 3 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 8 4/7 页 9 图 4 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 9 5/7 页 10 图 5 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 10 6/7 页 11 图 6 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 11 7/7 页 12 图 7 说 明 书 附 图 CN 103419922 A 12 。