本發明涉及一種舵軸疏導式防熱結構，屬于高超聲速飛行器熱防護技術領域。

背景技術：

高超聲速飛行器在飛行過程中，當舵軸受到直接氣動加熱時，由于舵軸曲率半徑較小，而且在舵面與機體的間隙處存在縫隙干擾效應，暴露外部的舵軸表面在縫隙處很小的區域內會出現局部的高熱流區域，使舵軸的局部出現高溫“熱點”，最高溫度甚至可能超過高溫合金材料的許用溫度，同時局部較大的溫度梯度會在舵軸處造成很大的熱應力，對舵軸的高溫強度提出了很大挑戰，這一問題對于全動舵而言尤為嚴重。現有高超飛行器主要采用C/C、C/SiC等復合材料制備舵軸以保證其防熱性能，然而，復合材料存在氧化問題，且對制備工藝要求高，成本也較高；金屬材料舵軸具有良好的承力特性和較高的損傷寬限，可靠性高，在可重復使用性能方面具有更好的性能，但和復合材料相比，使用溫度較低；通過復合材料防隔熱結構與金屬連接結構的組合結構需要解決不同材料的熱匹配問題，且對舵的布局和結構形式有一定限制，造成舵結構復雜化，影響可靠性。

技術實現要素：

本發明的技術解決問題是：為解決現有技術中存在的不足，本發明提供一種高超聲速飛行器疏導式舵軸防熱結構。

本發明的技術解決方案是：一種高超聲速飛行器疏導式舵軸防熱結構，將舵軸設計成中空結構，其中空腔的上表面位于舵軸安裝縫隙之上且與舵面之間通過隔熱層隔開，下表面位于機體內部，且下表面與舵機之間通過相變材料或者熱沉隔開；空腔的側壁設置與舵軸母線平行的槽道，毛細芯焊接在槽道表面，空腔內填充工質，通過空腔內工質相變與擴散，將舵軸縫隙處氣動加熱的熱量疏導至整個空腔的內壁；舵軸位于機體內部部分以及舵面部分外表面設置隔熱層。

槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距結合毛細芯滿足液體在槽道內的毛細力大于工質回流的阻力。

槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距結合毛細芯滿足傳熱過程中，在舵軸縫隙處的工質連續。

在滿足結構強度及剛度的前提下，槽道寬度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，間距小于2mm。

所述的毛細芯的組合形式至少包括不同目數的兩層毛細芯，其中目數低的毛細芯位于外表面。

通過下述步驟確定結構的相關尺寸：

第一步，假設無槽道時，根據高超聲速飛行器的工作環境，計算滿足強度及剛度要求的空腔壁厚；

第二步，初始化槽道及毛細芯參數，即槽道寬度w和深度h以及相鄰槽道之間的間距t，毛細芯的目數和組合形式；

第三步，建立滿足槽道及毛細芯參數的中空舵軸傳熱傳質分析模型進行仿真，根據舵軸縫隙處的氣動載荷條件，計算中空舵軸空腔表面的溫度分布；

第四步，根據得到的溫度分布，判斷中空舵軸位于機體內部部分以及位于舵面部分的溫度是否滿足設計要求，若滿足，則當前槽道及毛細芯參數以及空腔壁厚為最終的設計參數；否則轉下一步；

第五步，判斷仿真過程在舵軸縫隙處的工質是否連續，若連續，則減小槽道間距t，從第三步重新執行；若不連續，則減小槽道寬度w或者增大毛細芯的目數或者增加毛細芯的組合層數，從第三步重新執行。

當減小槽道間距時，根據當前槽道參數，根據高超聲速飛行器的工作環境，重新計算滿足強度及剛度要求的空腔壁厚；根據此空腔壁厚執行第三步。

所述的第二步中的初始化參數在如下范圍內選取：槽道寬度w小于0.5mm，深度h大于0.4mm，間距小于2mm，毛細芯目數100-500目。

所述的工質采用堿金屬。

舵軸腔體材料選用鎳基高溫合金，毛細芯材料選用不銹鋼材料。

本發明與現有技術相比有益效果為：

(1)本發明采用具有高導熱能力的高溫熱管結構將舵軸縫隙處局部高熱流區的熱量快速疏導至舵軸管壁的其他大面積區域以及熱沉結構(或通過機體內部相變材料吸收)，從而可以實現舵軸的等溫化，有效降低舵軸縫隙處的局部高溫和溫度梯度，使得舵軸的縫隙處的最高溫度控制在金屬材料的可靠工作范圍之內，同時改善舵軸的熱應力分布，保證飛行過程中舵軸的使用強度。

(2)能夠實現舵軸結構防熱、承載功能的一體化，滿足低成本、高可靠性、可重復使用的要求，具有廣闊的發展前景。

(3)舵軸空腔內部采用槽道與毛細絲網的組合形式，提供工質回流的并聯路徑，增強工質連續回流的能力。

(4)采用目數不同的毛細芯絲網交替疊合組成多層結構，增大絲網層間毛細力作用，提高工質回流能力。

(5)多層毛細芯絲網結構外表面為目數較低絲網，硬度較大，利于毛細芯結構與舵軸空腔內壁面緊密貼合。

(6)堿金屬工質在高超聲速飛行器環境條件下，飽和蒸汽壓力較低，降低舵軸空腔結構內壁面工質蒸汽的壓力水平。

(7)經研究及工程經驗表明，所述鎳基高溫合金、堿金屬與不銹鋼絲網有非常好的相容性，確保高的熱量疏導性能。

(8)使用鎳基高溫合金金屬結構，工藝性好，可靠度高。

(9)疏導式舵軸位于機體內部端面采用熱沉或相變材料以吸收熱量，可組織氣動加熱向機體內部擴散。

附圖說明

圖1為疏導式舵軸結構示意圖；

圖2為舵軸內工質流向示意圖；

圖3a、3b分別為C/SiC舵軸與疏導式舵軸溫度三維分布(單位：K)；

圖4a、4b分別為C/SiC舵軸與疏導式舵軸外表面母線溫度分布曲線(單位：K)。

具體實施方式

下面結合附圖及實例詳細說明本發明。

圖1為本發明提供的疏導式舵軸，用于舵面與機體之間的連接。本發明提供的疏導式舵軸為鎳基高溫合金制作的腔體式中空舵軸，舵面部分軸壁①、舵面與舵機之間縫隙處舵壁②及機體內部部分軸壁③構成高溫熱管封閉殼體1，采用高溫性能較好且與堿金屬工質相容的鎳基高溫合金材料制作；內表面加工微槽道2并鋪設毛細芯3實現毛細效應，用于工質液體回流；殼體內充裝堿金屬鈉4作為熱量疏導工質；舵軸外壁面及靠近舵機端面布置隔熱層5；舵軸靠近機體內部端面采用熱沉或相變材料6吸熱。與傳統被動式防熱結構相比，該熱結構具有輕質、均溫、高強，適應局部高加熱特征、工程化應用前景好等特點。

疏導式舵軸的工作原理如圖2所示。在氣動加熱條件下，舵軸縫隙部分暴露于空氣中承受局部氣動加熱，熱量通過管壁傳導至熱管內部，附近的固態(或液態)堿金屬吸熱蒸發，并在蒸汽壓力作用下向非受熱段流動，蒸汽逐漸放熱降溫并液化凝結為液態，在溝槽及毛細芯內毛細力的作用下回流至加熱段。通過堿金屬工質的汽化吸熱與液化放熱，實現了加熱端熱量向非加熱端的快速輸運，降低受熱端溫度和整體溫度梯度。

以下通過具體實例論述疏導式舵軸設計流程：

選取堿金屬Na作為工質，鎳基高溫合金GH3044作為軸壁材料，毛細芯材料選用301不銹鋼材料。

第一步，根據舵軸設計條件中的氣動壓力載荷，在滿足結構強度及剛度的前提下選取舵軸壁厚參數及槽道參數。此處選取槽道寬度w為0.2mm，深度h為0.4mm，間距為2mm。

第二步，毛細芯選取四層組合形式，由外向內按順序為100目、300目、100目、300目，其中300目絲網貼近槽道表面。

第三步，建立滿足槽道及毛細芯參數的中空舵軸傳熱傳質分析模型進行仿真，根據舵軸縫隙處的氣動載荷條件，計算中空舵軸空腔表面的溫度分布；

第四步，根據得到的溫度分布，判斷中空舵軸位于機體內部部分以及位于舵面部分的溫度是否滿足設計要求，若滿足，則當前槽道及毛細芯參數以及空腔壁厚為最終的設計參數；否則轉下一步；

第五步，判斷仿真過程在舵軸縫隙處的工質是否連續，若連續，則將槽道間距t減小0.2mm，從第三步重新執行；若不連續，則將槽道寬度w減小0.05mm，增大100目毛細芯的目數為200目，從第三步重新執行。

第六步，根據當前參數，根據高超聲速飛行器的工作環境，重新計算滿足強度及剛度要求的空腔壁厚；根據此空腔壁厚執行第三步。直至第四步得到最終設計參數。

為了進一步說明本發明的優越性，我們開展了傳統舵軸結構與疏導式舵軸結構在相同氣動加熱條件下的溫度響應分析。典型熱環境下對舵軸結構進行傳熱計算，得到C/SiC舵軸和采用疏導防熱結構的舵軸的三維溫度場分布如圖3a、3b所示，外母線溫度分布曲線如圖4a、4b所示。可見，采用疏導防熱結構能夠大大降低舵軸的最高溫度和局部溫度梯度，具有良好的防熱效果。

本發明未詳細說明部分屬于本領域技術人員公知常識。