一种自开型耗散冷却装置及热防护方法
1.本发明属于热防护技术领域，尤其是涉及一种自开型耗散冷却装置及热防护方法。
背景技术：
2.热防护是确保航空航天飞行器能抵抗高温气流的破坏、实现可靠运行的关键问题。例如，导弹的气动控制面（如方向舵、体襟翼、襟副翼等）是导弹高马赫数飞行过程稳定飞行姿态、实现机动性的关键部件，尤其是方向舵由于前缘尖、厚度薄、展弦比小，面临的飞行热环境往往十分严酷。航天飞行器在重返大气层时会长时间在大气层中超高速飞行，气动加热环境十分恶劣，飞行器的气动控制面温度会很高。因此，如何高效及时散除控制面的热量，保证控制面主体结构不受到热损伤，阻隔外部热流向控制面内部传递以避免控制面的超温失效是目前热防护技术亟待解决的主要问题。
3.现有热防护方法包括热沉式防热、辐射防热、烧蚀式防热以及发汗冷却防热。
4.热沉式防热采用热容大的材料制成防热层，依靠防热层材料吸收大部分外界加热量，这种防热层受材料热容极限限制，使用温度不能太高，否则防热层材料容易熔化或者受氧化破坏。
5.辐射防热依靠与外蒙皮的辐射散热，因此这种防热需要外蒙皮兼顾较好的辐射系数和抗高温能力，对材料性能要求较高。
6.烧蚀式防热依靠烧蚀材料受热分解和氧化燃烧带走热量，其缺点为控制面各部分因热环境不同，烧蚀层各处的厚度变化较大，会破坏飞行器飞行过程中的表面空气动力学。
7.发汗冷却防热利用发汗剂在压力作用下从控制面多孔壁中排出，依靠发汗剂迅速扩散蒸发，吸收大量的热，在控制面形成完全连续的附面层，该附面层又可隔离高温主流与控制面，发汗冷却拥有极高的冷却效率，能长时间进行热防护。
8.虽然发汗冷却相对于其他三种热防护在解决热防护方面有着上述一系列的优点，但其系统结构却较为复杂，且在蒸汽堵塞、温度振荡上仍存在技术上亟待解决的问题。基于上述热防护所存在的问题，本发明提供一种结构简单且能有效解决蒸汽堵塞的一次性用热防护装置。
技术实现要素：
9.本发明的目的在于提供一种自开型耗散冷却装置及热防护方法，用于克服现有的被动式热防护技术热排散难、控制面易变形烧蚀等问题，该装置基于孔网络结构-自开型沟槽的结构设计，用以解决蒸汽堵塞，利用蒸发工质快速吸热蒸发，当沟槽内压力/温度达到临界条件而自发打开排气通道，用以排散蒸气将热量直接带离控制面以冷却控制面，实现对控制面在外部短时极端高热流气动加热环境中的一次性用热防护。
10.第一方面，本发明提供的一种自开型耗散冷却装置，采用如下的技术方案：一种自开型耗散冷却装置，包括流线型的控制面壳体和设于控制面壳体内壁上的
热防护层，其中，所述热防护层包括支撑基体，其固定于控制面壳体的内壁上，用于承载外部压力、保持控制面形体不变形以及作为安装基体；孔网络结构，分散于支撑基体内；蒸发工质，在一个大气压下沸点为x(℃)，填充于孔网络结构内，用于吸热蒸发以降低控制面壳体的温度；排气通道，开设于控制面壳体上，一端延伸至支撑基体处，另一端延伸至控制面壳体的外表面处，用于蒸发工质的排放；以及槽道封口阀塞，位于排气通道内，在温度超过m(℃)时能够自行开启，在温度低于n(℃)时能够填充于排气通道内以将排气通道密封住，用于排气通道的打开与关闭；其中，m为大于或等于1100的实数，n为小于或等于m的实数，x为小于等于m且大于或等于n的实数。
11.优选的，所述排气通道与所述孔网络结构连通。
12.优选的，所述控制面壳体为碳化硅细粉采用冷等静压成型结合无压烧结制备技术制备而成的致密碳化硅壳层。
13.优选的，所述支撑基体为掺杂有造孔剂的碳化硅固体颗粒采用原位烧结技术制备而成的内部分散有所述孔网络结构的多孔隙结构体。
14.优选的，所述孔网络结构为含有k个阶梯孔隙宽度而相互联结成具有取向的孔隙网络，第i阶梯孔隙的平均孔隙宽度di与第i+1阶梯孔隙的平均孔隙宽度d
i+1
之间满足di/d
i+1
=l的关系；其中，k为大于或等于2的正整数，i为小于或等于k-1的整数，l为大于或等于1的实数。
15.优选的，所述蒸发工质的物质材料包括但不限于金属材料以及合金材料；所述金属材料包括但不限于在一个大气压下沸点为883(℃)的金属钠和沸点为907(℃)金属锌。
16.优选的，所述排气通道由间隔等距分布的j条槽道组成；其中，j为大于或等于3的整数，并且所述排气通道中的每条槽道截面形状均为单连通拓扑规律的规则形状，该规则形状包括但不限于矩形、圆形、三角形、平行四边形以及正多边形。
17.优选的，所述槽道封口阀塞为在一个大气压下熔点为y(℃)的固体材料，其中，y为小于或等于m且大于或等于x的实数；所述固体材料包括但不限于金属材料和合金材料；所述金属材料包括但不限于在一个大气压下熔点为961(℃)的金属银、熔点为1062(℃)的金属金以及熔点为1085(℃)的金属铜。
18.第二方面，本发明提供的一种自开型耗散冷却装置热防护方法，采用如下的技术方案：一种自开型耗散冷却装置热防护方法，其应用于上述任一项所述的一种自开型耗散冷却装置，包括下列步骤：s1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳
体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；s2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；s3，所述蒸发工质蒸发形成的蒸汽通过排气通道排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
19.第三方面，本发明提供的一种自开型耗散冷却装置热防护方法，采用如下的技术方案：一种自开型耗散冷却装置的热防护方法，其应用于上述第二项所述的一种自开型耗散冷却装置，包括下列步骤：s1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；s2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；s3，所述蒸发工质吸热蒸发形成的蒸汽直接通过孔网络结构进入到排气通道内快速排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
20.综上所述，本发明包括以下有益技术效果：1. 该装置利用蒸发工质的蒸发吸热将外部短时极端高热流环境传递给控制面壳体的热量转移到蒸发工质的蒸气上，同时采用孔网络结构提高孔内蒸发工质的薄膜蒸发效能，并结合原本封闭的沟槽排气口能在控制面内部温度/压力升至临界条件时能自行打开的特点，依靠能提供蒸气流通通道和减少蒸气流动阻力的槽道快速将带有热量的蒸气排散出控制面，通过热量耗散冷却形式实现了对控制面的热防护，避免外部高温对控制面的超温形变和烧蚀。
21.2. 本发明以孔网络结构-自开型沟槽为结构载体，采用蒸发工质蒸发吸热并自排散带走热量的形式，对控制面进行一次性用热防护，具有结构简单、可防护较大热流密度的特点，可以广泛应用于各种高超声速飞行器的气动控制面的热防护作业中，实用性强。
附图说明
22.图1为本发明实施例的一种自开型耗散冷却装置的结构示意图；图2为本发明实施例的一种自开型耗散冷却装置的剖面结构示意图；图3为本发明实施例的图2中i的局部放大图；图4为本发明实施例的图3中ii的局部放大图；图5为本发明实施例的自开型耗散冷却装置自行开启排气通道排气口进行排散热量的原理示意图。
23.附图标记说明：1、控制面壳体；2、热防护层；21、支撑基体；22、孔网络结构；23、蒸发工质；24、排气通道；25、槽道封口阀塞。
具体实施方式
24.下面结合具体实施例和附图对本发明作进一步说明，在以下的描述中阐述了更多的细节以便于充分理解本发明，但是本发明显然能够以多种不同于此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下根据实际应用情况作类似推广、演
绎，因此不应以此具体实施例的内容限制本发明的保护范围。
25.本发明实施例公开了一种自开型耗散冷却装置。
26.图1至图4示出了根据本发明的一实施例中的自开型耗散冷却装置。需要注意的是，这些以及后续其他的附图均仅作为示例，其并非是按照等比例的条件绘制的，并且不应该以此作为对本发明实际要求的保护范围构成限制。
27.图1所示本发明实施例自开型耗散冷却装置的结构示意图，该装置包括具有流线型的控制面壳体1、设置在控制面壳体内侧的热防护层2，控制面壳体1设置为流线型的目的是为了控制面在气动环境具有较好的空气动力学性能，减少空气阻力，加快热量交换。
28.结合图2所示本发明实施例自开型耗散冷却装置的剖面结构示意图，热防护层2包括用于承载外部压力、保持控制面形体不变形以及作为安装基体的支撑基体21、分散均布于支撑基体21内的孔网络结构22、填充在孔网络结构22内的蒸发工质23、用于蒸发工质23吸热蒸发形成的蒸气有序排散并在温度超过m(℃)的短时极端高热流作用下能够自行开启的排气通道24以及用于自动打开和关闭排气通道24的槽道封口阀塞25，其中，特别是在飞行器飞行末端连续机动阶段，短时机动时间为10~20(s)，控制面经历的极端瞬时气动加热，热流密度峰值甚至超过10(mw/m2)，m为大于等于1100的实数；排气通道24一端延伸开设至支撑基体21处形成进气口，另一端延伸开设至控制面壳体1的外表面处形成出气口；槽道封口阀塞25设置于排气通道24的进气口与出气口之间，优选的，槽道封口阀塞25可设置于排气通道24的出气口处。
29.进一步地，孔网络结构22与排气通道24直接连通，用于减少蒸发工质23蒸气的流动阻力以实现蒸气的快速排散；槽道封口阀塞25在外部温度低于n(℃)的情形下填充于排气通道24的排气口，其中，n为小于等于m的实数。在本实施例中，优选地，温度m为1100，温度n为850。
30.进一步地，控制面壳体1为采用将碳化硅细粉制备成成品密度均匀、热导率高、力学性能优异的致密碳化硅壳层。本实施例中优选的冷等静压成型结合无压烧结制备技术包括以下步骤：步骤1、按比例混合碳化硅细粉和助烧剂、粘结剂，装入模具并双向加压冷压成型，再放入冷等静压机压制形成陶瓷素坯；步骤2、将该素坯放入烧结炉中于空气气氛下预烧（~600℃）并保温（~1h），随后通入保护气（如氩气）并快速升温至烧结温度（~2000℃）进行烧结（~1h）；步骤3、完成烧结后随炉冷却至室温防止陶瓷开裂，以便形成密度均匀、热导率高、力学性能优异的碳化硅壳层。
31.进一步地，支撑基体21为利用原位烧结技术将掺杂有造孔剂的碳化硅固体颗粒制备成内部分散有孔网络结构22的多孔隙结构体。本实施例中优选的原位烧结技术包括以下内容：将碳化硅颗粒、烧结助剂和造孔剂混合后经模具压制和干燥，并在高温真空环境烧结（~1400℃），通过筛选颗粒直径、调整压制强度可以实现改变孔网络结构22的孔隙宽度大小和孔隙率等参数。
32.进一步地，控制面壳体1与支撑基体21通过能使工件间形成良好冶金结合的激光钎焊焊接。
33.进一步地，孔网络结构22为共有k个阶梯孔隙宽度而相互联结成具有取向的孔隙
网络，第i阶梯孔隙的平均孔隙宽度di与第i+1阶梯孔隙的平均孔隙宽度di+1之间满足di/d
i+1
=l的关系，其中，k为大于等于2的正整数，i为小于等于k-1的整数，l为大于等于1的实数。
34.在本实施例中，优选地，k为2，l为10，d0为2mm，则d1为0.2mm。如图4所示，本实施案例提供双孔隙宽度的孔网络结构22中较大孔隙沿沟槽结构流道进行取向并形成裂隙，可以提供低粘性流动和蒸汽流通通道，较小孔隙在支撑基体中相互交错并连通于较大孔隙，可以增强薄膜蒸发和蒸发工质23输运，该双孔隙宽度的孔网络结构22优化了气液两相输运通道，有效解决了蒸汽堵塞问题，增强了蒸发工质23快速吸热蒸发。
35.进一步地，优选蒸发工质23为在一个大气压下具有沸点x(℃)的物质材料，其中x为小于等于m且大于等于n的实数，该蒸发工质23可在孔网络结构22中发生热交换，先进行熔化流动，当外界温度达到其沸点时，蒸发工质23发生相变吸热，可迅速降低控制面的温度；该物质材料可结合金属材料和合金材料的优点进行选取；在本实施例中，该金属材料优选沸点为x=883(℃)的金属钠（熔点为97.7℃）和沸点为x=907(℃)金属锌（熔点为420℃）中的至少一种。
36.进一步地，如图2所示，排气通道24由间隔等距分布的j条槽道组成，其中，j为大于等于3的整数，该排气通道既增加孔网络结构22的表面积，让更多的蒸气轻松逸出，又为蒸气的有序排散提供了通道，实现气液输运路径的分离。本实施案例中优选j为6。
37.进一步地，排气通道24的每条槽道截面形状为单连通拓扑规律的规则形状，该规则形状可通过改变模具构造出具有不同形状，形成具有不同参数特征的沟槽结构24，协调优化液态蒸发工质23蒸发过程的气液两相输运路径，具体地，该规则形状优选矩形、圆形、三角形、平行四边形、正多边形中的至少一种。
38.进一步地，槽道封口阀塞25为在一个大气压下具有熔点y(℃)的固体材料，其中，y为小于等于m且大于等于x的实数，该槽道封口阀塞25的应用可协同调控优化自开型排气通道24的热防护性能和蒸发工质23消耗量，有利于管控蒸发工质23的消耗。该固体材料可结合金属材料和合金材料的性能特点优选，在本实施例中，该金属材料优选在一个大气压下熔点为y=1085(℃)的金属铜、熔点为y=1062(℃)的金属金和熔点为y=961(℃)的金属银中的至少一种。
39.优选的，在其他可实施的实施例中，槽道封口阀塞25还可使用粘性流体物质，在槽道封口阀塞25的温度低于n时，槽道封口阀塞25能够将排气通道24形成封堵，在槽道封口阀塞25的温度大于m时，槽道封口阀塞25能够将排气通道24打开，以方便蒸汽工质23吸热蒸发形成的蒸汽通过排气通道24排出。
40.综上所述，本发明实施例使用一种结构简单，协同优化液态蒸发工质23蒸发过程和沟槽结构24开启条件，具备高效排除蒸发工质23蒸发的自开型耗散冷却装置。
41.本发明还公开了一种应用上述自开型耗散冷却装置的热防护方法，包括以下内容：s1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；s2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；s3，所述蒸发工质蒸发形成的蒸汽通过排气通道排出，以将外部环境传递给所述
控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
42.优选的，在其中一个可实施的实施例中，基于排气通道与孔网络结构直接连通。上述步骤s3可优化为：蒸发工质吸热蒸发形成的蒸汽直接通过孔网络结构进入到排气通道内快速排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
43.下面对本实施例作具体原理说明。如图3、图4和图5所示，槽道封口阀塞25在填充于排气通道24的排气口，蒸发工质23在熔化为液态时充注在孔网络结构22中后经凝固分散均布于支撑基体21内的孔网络结构22中。
44.当外部传递给蒸发工质23的温度达到蒸发工质23的熔点时，蒸发工质23吸收热量并不断融化为液态，液态蒸发工质23借助孔网络结构22的通道在多孔介质的毛细力作用下流动并进行热传递，由于此时外部温度未达到对控制面的烧蚀温度，此时热防护装置仅通过蒸发工质23的熔化吸热降低控制面的温度；同时，填充于排气通道24的槽道封口阀塞25不熔化，不自开排气通道24的排气口，避免蒸发工质23的消耗。
45.随着外部环境温度的上升，外部传递给蒸发工质23的温度达到蒸发工质23的沸点时，溶化的液态蒸发工质23开始气化，导致排气通道24沟槽内的压力升高；由于此时还未达到槽道封口阀塞25的熔化温度，排气通道24的排气口仍然不自行开启；外部环境温度还尚未逼近控制面的耐热底线。
46.随着外部环境温度的进一步上升，直至达到槽道封口阀塞25的熔化温度，外部环境温度已经十分逼近控制面的耐热底线，伴随着沟槽内的压力升高，槽道封口阀塞25开始熔化，在内部压力的作用下，排气通道24的排气口迅速被排通；结合图4和图5所示的蒸发工质23借助蒸发相变吸收了来自控制面的大部分热量，排气通道24提供蒸气流通的通道以减少蒸气流动阻力，使蒸发工质23的蒸气经槽道的排气口有序排散以将外部环境传递给控制面壳体1的热量排离出控制面，冷却耗散了控制面的温度，从而确保控制面的正常工作。
47.特别地，本发明结合用于增强蒸发工质23薄膜蒸发能力的孔网络结构22和用于减少蒸发工质23蒸气流动阻力的排气通道24，借助槽道封口阀塞25的自行开启调控，有效改善了控制面轻质高效的热防护。该自开型耗散冷却装置结构简单、可防护较大热流密度，可应用于包括但不限于航天飞机鼻锥及机翼前缘部件以及洲际导弹鼻锥的一次性用热防护作业中。
48.以上均为本发明的较佳实施例，并非依此限制本发明的保护范围，故：凡依本发明的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本发明的保护范围之内。
技术特征：
1.一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，包括流线型的控制面壳体和设于控制面壳体内壁上的热防护层，其中，所述热防护层包括支撑基体，其固定于控制面壳体的内壁上，用于承载外部压力、保持控制面形体不变形以及作为安装基体；孔网络结构，分散于支撑基体内；蒸发工质，在一个大气压下沸点为x(℃)，填充于孔网络结构内，用于吸热蒸发以降低控制面壳体的温度；排气通道，开设于控制面壳体上，一端延伸至支撑基体处，另一端延伸至控制面壳体的外表面处，用于蒸发工质的排放；以及槽道封口阀塞，位于排气通道内，在温度超过m(℃)时能够自行开启，在温度低于n(℃)时能够填充于排气通道内以将排气通道密封住，用于排气通道的打开与关闭；其中，m为大于或等于1100的实数，n为小于或等于m的实数，x为小于等于m且大于或等于n的实数。2.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述排气通道与所述孔网络结构连通。3.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述控制面壳体为碳化硅细粉采用冷等静压成型结合无压烧结制备技术制备而成的致密碳化硅壳层。4.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述支撑基体为掺杂有造孔剂的碳化硅固体颗粒采用原位烧结技术制备而成的内部分散有所述孔网络结构的多孔隙结构体。5.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述孔网络结构为含有k个阶梯孔隙宽度而相互联结成具有取向的孔隙网络，第i阶梯孔隙的平均孔隙宽度d
i
与第i+1阶梯孔隙的平均孔隙宽度d
i+1
之间满足d
i
/d
i+1
=l的关系；其中，k为大于或等于2的正整数，i为小于或等于k-1的整数，l为大于或等于1的实数。6.根据权利要求1的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述蒸发工质的物质材料包括但不限于金属材料以及合金材料；所述金属材料包括但不限于在一个大气压下沸点为883(℃)的金属钠和沸点为907(℃)金属锌。7.根据权利要求1所述的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述排气通道由间隔等距分布的j条槽道组成；其中，j为大于或等于3的整数，并且所述排气通道中的每条槽道截面形状均为单连通拓扑规律的规则形状，该规则形状包括但不限于矩形、圆形、三角形、平行四边形以及正多边形。8.根据权利要求1所述的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，所述槽道封口阀塞为在一个大气压下熔点为y(℃)的固体材料，其中，y为小于或等于m且大于或等于x的实数；所述固体材料包括但不限于金属材料和合金材料；所述金属材料包括但不限于在一个大气压下熔点为961(℃)的金属银、熔点为1062(℃)的金属金以及熔点为1085(℃)的金属铜。9.一种自开型耗散冷却装置的热防护方法，其应用于权利要求1至8任一项所述的一种
自开型耗散冷却装置，其特征在于，包括下列步骤：s1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；s2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；s3，所述蒸发工质蒸发形成的蒸汽通过排气通道排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。10.一种自开型耗散冷却装置的热防护方法，其应用于权利要求2所述的一种自开型耗散冷却装置，其特征在于，包括下列步骤：s1，在温度超过蒸发工质的沸点x时，所述蒸发工质蒸发吸热以降低所述控制面壳体温度，并结合所述孔网络结构提高所述蒸发工质的薄膜蒸发和流体输运；s2，在温度超过m(℃)时，所述槽道封口阀塞形变使所述排气通道打开；s3，所述蒸发工质吸热蒸发形成的蒸汽直接通过孔网络结构进入到排气通道内快速排出，以将外部环境传递给所述控制面壳体的热量迅速排离出控制面壳体，以使控制面壳体正常运行。
技术总结
本发明属于热防护技术领域，具体涉及一种自开型耗散冷却装置及热防护方法。该自开型耗散冷却装置包括控制面壳体和设置在控制面壳体内侧的热防护层，热防护层包括支撑基体、分散于支撑基体内的孔网络结构、填充在孔网络结构内的蒸发工质、用于蒸气有序排散的排气通道以及用于自行开启排气通道的槽道封口阀塞；排气通道的一端延伸至支撑基体处，另一端延伸至控制面壳体的外表面处。本发明公开自开型耗散冷却装置通过蒸发工质的蒸发吸热将外部短时极端高热流传递来的热量排出控制面壳体，实现了对控制面壳体的一次性热防护，有效避免了外部高温对控制面的超温形变和烧蚀。部高温对控制面的超温形变和烧蚀。部高温对控制面的超温形变和烧蚀。
