一种热防护组件及热防护系统

摘要

本发明涉及一种热防护组件及热防护系统，其中热防护组件，包括盖板(111)，以及设置于所述盖板(111)上的盖板支承(112)，以及与所述盖板支承(112)相连接的隔热结构(113)；所述盖板(111)为陶瓷基复合材料板，且其远离所述盖板支承(112)的一侧设置有抗氧化涂层。本发明的热防护组件具有可重复使用、结构模块化、质量轻、成本低、易更换的优点，使本发明在高超声速飞行器领域具有广阔的应用前景，满足飞行器同时对于防隔热、轻质、承载和抗冲击性能等方面的严格要求。进一步使本发明的应用范围广适用性更高。

说明书

技术领域

本发明涉及热防护系统设计领域，尤其涉及一种热防护组件及热防护系统。

背景技术

高超声速飞行器表面受严酷的气动加热作用，热防护系统(TPS)的主要功能是解决高超声速巡航或再入返回过程中所面临的气动加热问题，使底层主体结构维持在所允许的温度范围内，并确保舱内机构、电气、控制装置的正常工作环境。可重复使用飞行器在飞行过程中，在发射和返回过程中则要经受l670℃以上的高温，隔绝高达167dB的噪音、抗大气中各种粒子的冲刷、抗各种射线的辐射等。因此，轻质、耐用、易操作、可重复使用的热防护系统的研制和优化设计是先进高超声速飞行器及武器系统成败的关键。

当前研究的金属热防护系统具有可靠性高，韧性好等优点，在具有防热功能的同时具有一定承载能力，但受金属材料性能限制，金属TPS一般仅应用于使用温度约为980℃温度范围内的区域。而对于高超声速飞行器，通常需要采用更高使用温度范围的热防护系统。另外，金属热防护系统采用高温合金基复合结构会使系统质量明显增加，还存在热膨胀系数大，导致不利于间隙密封和热匹配设计的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种热防护组件及热防护系统，解决现有热防护系统应用温度范围不够高、热膨胀严重的问题。

为实现上述发明目的，本发明提供一种热防护组件，包括盖板，以及设置于所述盖板上的盖板支承，以及与所述盖板支承相连接的隔热结构；

所述盖板为陶瓷基复合材料板，且其远离所述盖板支承的一侧设置有抗氧化涂层。

根据本发明的一个方面，所述盖板支承包括支承部分和连接部分；

所述支承部分为环形围壁，其一端与所述连接部分相互垂直连接，其另一端与所述盖板相互固定连接构成凹槽结构。

根据本发明的一个方面，所述盖板为梯形板，其具有相互平行的第一边缘和第二边缘；

所述第二边缘向远离所述支承部分的方向延伸构成第一凸檐结构；

所述第一边缘搭接在所述支承部分的端面上构成台阶结构。

根据本发明的一个方面，所述连接部分为环形板状体；

所述支承部分与所述连接部分内侧的环形边缘相互垂直的固定连接。

根据本发明的一个方面，所述隔热结构包括：第一隔热层、第二隔热层、玻璃纤维层和辐射屏蔽层；

所述第一隔热层、第二隔热层、玻璃纤维层和所述辐射屏蔽层采用粘接剂和定型胶带组装；

所述辐射屏蔽层设置于相邻的隔热层之间。

根据本发明的一个方面，所述第二隔热层为两层；

所述第一隔热层为氧化铝纤维复合层，所述第二隔热层为纳米氧化硅复合层。

为实现上述发明目的，本发明提供一种热防护组件的热防护系统，包括：多个热防护组件，密封件和连接组件；

相邻两个所述热防护组件之间的第一凸檐结构与台阶结构相互搭接，以及相邻两个所述热防护组件之间的连接部分相互搭接构成容纳空腔；

所述密封件设置与所述容纳空腔中；

所述连接组件与所述连接部分相互连接。

根据本发明的一个方面，相邻两个所述热防护组件的盖板之间的间隙为0.5mm～2mm；

相邻两个所述热防护组件的盖板之间的间隙填充有防热腻子。

根据本发明的一个方面，所述连接组件包括：多个支架，连接件，第一隔热垫圈，第二隔热垫圈，调整垫圈，防松垫圈和底座；

多个所述第一连接耳、所述第一隔热垫圈、所述底座、所述第二隔热垫圈、调整垫圈和防松垫圈通过所述连接件依次串联设置；

根据本发明的一个方面，所述支架具有相互错位设置的第一连接耳和第二连接耳；

所述第一连接耳与所述底座相互连接，所述第二连接耳与所述连接部分相互连接。

所述支架为具有弹性的合金件。

根据本发明的一种方案，本发明的热防护组件具有可重复使用、结构模块化、质量轻、成本低、易更换的优点，使本发明在高超声速飞行器领域具有广阔的应用前景，满足飞行器同时对于防隔热、轻质、承载和抗冲击性能等方面的严格要求。进一步使本发明的应用范围广适用性更高。

根据本发明的一种方案，本发明采用陶瓷基复合材料(CMC)是盖板式热防护系统耐温更高、承载能力更强、可制作大尺寸构件、维护费用更低。本发明的热防护系统通过分块设计并采用热膨胀系数远小于金属的陶瓷基复合材料，其热膨胀系数仅为金属的1/2-1/3，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。另外，本发明主体采用耐高温、高比强度、密度相对更低的陶瓷基复合材料，可以将整个机体结构件总重量降低30-40％，其抗氧化性能也优于C/C复合材料；同时本发明结构不易脱落、不易吸水、防雨、不易变形且有利于间隙的密封。

根据本发明的一种方案，将整个盖板设置成梯形面板，有效避免了因为不同盖板间的缝隙连通成较长的纵缝而导致气动特性差和局部气动热的弊端，从而对保证采用本发明的飞行器的内部结构、组件的正常工作有利。

根据本发明的一种方案，通过将隔热结构设置为多层结构，并且设置有不同隔热效果的隔热层，不仅充分利用了不同隔热层的优良性能，实现热量的梯度阻隔，而且有利于降低整个隔热结构的成本。在不同的隔热层之间设置辐射屏蔽层进一步降低了前一隔热层传递的热量，对保证后一隔热层的性能有利，尤其是在各隔热层的连接位置设置辐射屏蔽层，进而避免了温度骤变引起后一隔热层表面损伤的弊端，对保证隔热结构的结构稳定和良好的隔热效果有益。

根据本发明的一种方案，相邻热防护组件组装后，第一凸檐结构与台阶结构相互搭接，从而实现在接缝位置构成第一道密封结构，避免了飞行器表面的气流从接缝位置直接流入到本发明的热防护系统内部，相邻两个热防护组件之间的连接部分相互搭接不仅增强了连接位置的强度而且在相邻两个热防护组件之间构成了供密封件安装的容纳空腔，通过密封件的作用进一步构成第二道密封结构，进而增强了连接位置的密封性和耐高温性能，对保证本发明整体的密封性和耐高温性能有利。

根据本发明的一种方案，将相邻两个热防护组件的盖板之间的间隙设置在0.5mm～2mm的范围内，保证了本发明的密封效果的情况下，还为盖板受热膨胀留有充分的余量，避免了相邻盖板受热膨胀并相互挤压导致的损坏，保证了本发明的工作稳定性。另外，在接缝位置填充放热腻子，进一步避免了飞行器飞行过程中高温气体从接缝位置的渗入，进一步保证了本发明良好的密封性。

附图说明

图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的热防护组件的结构图；

图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的盖板和盖板支承的连接图；

图3示意性表示根据本发明的一种实施方式的盖板和盖板支承的仰视图；

图4示意性表示根据本发明的一种实施方式隔热结构的结构图；

图5示意性表示根据本发明的一种实施方式热防护系统的结构图；

图6示意性表示根据本发明的一种实施方式热防护系统的连接结构图；

图7示意性表示根据本发明的一种实施方式连接组件的结构图。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。

下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。

结合图1、图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种热防护组件包括盖板111、盖板支承112和隔热结构113。在本实施方式中，盖板111、盖板支承112和隔热结构113依次设置，并且相互固定连接。在本实施方式中，盖板111选可耐1700℃高温的材料。在本实施方式中，盖板111采用陶瓷基复合材料(例如C/S iC材料)，且其远离盖板支承112的一侧设置有抗氧化涂层。在本实施方式中，盖板111与盖板支承112相互连接的一侧还设置有加强筋结构111a。在本实施方式中，盖板111与盖板支承112为一体成型的，其结构稳定，强度高。当然，盖板111与盖板支承112也可以为可拆卸连接的。通过上述设置，将盖板111设置为具有加强筋111a耐高温陶瓷基复合材料，不仅其结构强度高，而且在飞行器高速飞行过程中的耐高温性能更加优良，并且受热膨胀变形量小，对保证飞行器在高速飞行过程中的稳定气动外形有利。同时，采用耐高温陶瓷基复合材料其热传导性能低，有效阻挡了飞行器飞行过程中向内部传导的热量，对保证飞行器的内部组件、结构的稳定工作有利。盖板111的外侧设置抗氧化涂层可以有效保证盖板111的表面质量，尤其是在高速飞行过程中的高温环境下，通过抗氧化涂层进一步保证盖板111的表面质量，保证本发明的热防护组件使用寿命有利。

结合图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，盖板支承112包括支承部分1121和连接部分1122。在本实施方式中，支承部分1121为环形围壁，其一端与连接部分1122相互垂直连接，其另一端与盖板111相互固定连接构成凹槽结构。在本实施方式中，连接部分1122为环形板状体。支承部分1121与连接部分1122内侧的环形边缘相互垂直的固定连接。

结合图2和图3所示，根据本发明的一种实施方式，盖板111为梯形板。在本实施方式中，盖板111具有相互平行的第一边缘1111和第二边缘1112，以及盖板111具有相互倾斜的第三边缘1113和第四边缘1114。在本实施方式中，盖板111固定支承在支承部分1121远离连接部分1122的一端。第二边缘1112向远离支承部分1121的方向延伸构成第一凸檐结构114，即盖板111的第二边缘1112超出支承部分1121的侧面，盖板111的凸出部分构成了第一凸檐结构114。在本实施方式中，第一边缘1111搭接在支承部分1121的端面上构成台阶结构115，即第一边缘1111未超出支承部分1121的侧面，盖板111的第一边缘1111和支承部分1121的端面构成了台阶结构115。在本实施方式中，第三边缘1113和第四边缘1114同样也分别相远离支承部分1121的方向延伸构成凸檐结构，即盖板111的第三边缘1113和第四边缘1114分别超出支承部分1121的侧面，盖板111的凸出部分构成了凸檐结构。通过上述设置，将整个盖板111设置成梯形面板，有效避免了因为不同盖板111间的缝隙连通成较长的纵缝而导致气动特性差和局部气动热的弊端，从而对保证采用本发明的飞行器的内部结构、组件的正常工作有利。

如图4所示，根据本发明的一种实施方式，隔热结构113包括：第一隔热层1131、第二隔热层1132、玻璃纤维层1133和辐射屏蔽层1134。在本实施方式中，第一隔热层1131、第二隔热层1132、玻璃纤维层1133和辐射屏蔽层1134采用粘接剂和定型胶带组装。在本实施方式中，第一隔热层1131的隔热效果大于第二隔热层1132的隔热效果。在本实施方式中，第一隔热层1131采用氧化铝纤维复合材料，第二隔热层1132采用纳米氧化硅复合材料。参见图4所示，在本实施方式中，第二隔热层1132为两层。辐射屏蔽层1134设置与相邻的隔热层之间，即辐射屏蔽层1134设置于第一隔热层1131和第二隔热层1132之间，第二隔热层1132和第二隔热层1132之间。当然，第二隔热层1132还可以设置为其它数量(例如，三层、四层或者更多)。同样的，第一隔热层1131也可以设置为多层的(例如，二层、三层等)。通过上述设置，通过将隔热结构113设置为多层结构，并且设置有不同隔热效果的隔热层，不仅充分利用了不同隔热层的优良性能，实现热量的梯度阻隔，最大限度的发挥各种材料自身的防热和隔热优势，获得最大的隔热效率，而且有利于降低整个隔热结构113的成本。在不同的隔热层之间设置辐射屏蔽层1134进一步降低了前一隔热层传递的热量，对保证后一隔热层的性能有利，尤其是在各隔热层的连接位置设置辐射屏蔽层1134，进而避免了温度骤变引起后一隔热层表面损伤的弊端，对保证隔热结构113的结构稳定和良好的隔热效果有益。

结合图1、图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种热防护系统包括：多个热防护组件11，密封件12和连接组件13。在本实施方式中，通过多个热防护组件11相互拼接构成用于飞行器的的防护系统，热防护组件11上的盖板111相互拼接后形成飞行器的气动外形。在本实施方式中，沿气流方向，相邻两个热防护组件11之间的第一凸檐结构114与台阶结构115相互搭接，以及相邻两个热防护组件11之间的连接部分1122相互搭接构成容纳空腔14。在本实施方式中，密封件12为耐高温材料制成的长条状主体，其设置形式与容纳空腔14相匹配，即密封件12与容纳空腔14相配合的安装在容纳空腔14中。在本实施方式中，热防护组件11上的连接部分1122与连接组件13相互连接，从而实现本发明的热防护系统的组装。通过上述设置，相邻热防护组件11组装后，第一凸檐结构114与台阶结构115相互搭接，从而实现在接缝位置构成第一道密封结构，避免了飞行器表面的气流从接缝位置直接流入到本发明的热防护系统内部，相邻两个热防护组件11之间的连接部分1122相互搭接不仅增强了连接位置的强度而且在相邻两个热防护组件11之间构成了供密封件12安装的容纳空腔14，通过密封件12的作用进一步构成第二道密封结构，进而增强了连接位置的密封性和耐高温性能，对保证本发明整体的密封性和耐高温性能有利。

根据本发明的一种实施方式，多个热防护组件11相互连接后，相邻两个热防护组件11的盖板111之间的间隙为0.5mm～2mm。在本实施方式中，相邻两个热防护组件11的盖板111之间的间隙填充有防热腻子。通过上述设置，将相邻两个热防护组件11的盖板111之间的间隙设置在0.5mm～2mm的范围内，保证了本发明的密封效果的情况下，还为盖板111受热膨胀留有充分的余量，避免了相邻盖板111受热膨胀并相互挤压导致的损坏，保证了本发明的工作稳定性。另外，在接缝位置填充放热腻子，进一步避免了飞行器飞行过程中高温气体从接缝位置的渗入，进一步保证了本发明良好的密封性。

如图7所示，根据本发明的一种实施方式，连接组件13包括：多个支架131，连接件132，第一隔热垫圈133，第二隔热垫圈134，调整垫圈135，防松垫圈136和底座137。在本实施方式中，支架131设置有第一连接耳1311、第二连接耳1312，以及用于连接第一连接耳1311和第二连接耳1312中间件1313，中间件1313为一长条状板状体，并且其截面为弧状，通过这种设置从而增强了中间件1313的结构强度，保证支架131的连接强度。第一连接耳1311和第二连接耳1312分别设置于中间件1313的相对的两端，并且第一连接耳1311和第二连接耳1312分别位于中间件1313的两侧错位平行设置。在第一连接耳1311和第二连接耳1312上分别设置有通孔，可供连接件通过。第一连接耳1311用于与底座137相互连接，第二连接耳1312通过连接件与连接部分1122相互连接。

如图7所示，在本实施方式中，支架131，第一隔热垫圈133，第二隔热垫圈134，调整垫圈135和防松垫圈136均通过连接件132安装在底座137上。在本实施方式中，多个支架131上的第一连接耳1311相互堆叠，并通过连接件132连接。在本实施方式中，多个第一连接耳1311、第一隔热垫圈133、底座137、第二隔热垫圈134、调整垫圈135和防松垫圈136通过连接件132(例如螺栓和螺母)依次串联。在本实施方式中，底座137整体呈几字形结构。

在本实施方式中，支架131采用高温合金材料，并且具有弹性。同样的。连接件132也采用高温合金材料制成。通过将支架131设置为具有弹性的合金材料件，从而有利于缓解热防护组件11上盖板111与飞行器机体结构之几件的热膨胀差异导致的应力不平衡的弊端，有效提高了本发明的热防护系统的结构稳定性。同时，将连接件132设置为合金材料，还有利于消除连接件132与支架131热失配的弊端。

上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。

以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。