权利要求

1.一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：包括外板(1)和内板(2)，所述外板(1)内侧固定设有分形结构腹板(4)，所述分形结构腹板(4)下侧固定设有内板(2)，所述外板(1)和内板(2)之间的分形结构腹板(4)上固定设有中间隔板(3)，所述中间隔板(3)与外板(1)之间的空腔填充有隔热材料(5)，所述中间隔板(3)与内板(2)之间的空腔填充有复合相变材料(6)。

2.根据权利要求1所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述外板(1)、中间隔板(3)和内板(2)之间相互平行设置并由分形结构腹板(4)支撑固定。

3.根据权利要求1所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述分形结构腹板(4)由外向内呈叶脉状分布且相邻分形结构腹板(4)之间相互平行，所述分形结构腹板(4)为分支形波纹板式结构。

4.根据权利要求1所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述外板(1)、内板(2)、分形结构腹板(4)和中间隔板(3)均为碳化硅或高温合金采用3D打印一体化成型。

5.根据权利要求1所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述隔热材料(5)为气凝胶，密度为220kg/m3，比热容为500J/kg·K，导热率为0.02W/m·K。

6.根据权利要求1所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述复合相变材料(6)导热率为2.31W·m-1·K-1，潜热152.1-207.2kJ/kg，泄露率<7%。

7.根据权利要求1所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述复合相变材料(6)由75-95wt%的石蜡、5wt%的膨胀石墨和0-20wt%的改性低熔点金属基合金构成。

8.根据权利要求7所述的一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，其特征在于：所述石蜡相变温度为42℃，潜热为207.1J/g;所述膨胀石墨纯度≥99%，所述改性低熔点金属基合金由50wt%的铋、25wt%的锡、12.5wt%的镉和12.5wt%铬组成，熔点为70℃。

说明书

技术领域

[0001]本发明涉及热防护技术领域，尤其涉及一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统。

背景技术

[0002]当飞行器高速飞行时，由于激波压缩、边界层摩擦和绝热滞止效应等作用，蒙皮表面及其附近温度快速上升;急剧升高的气动热会引发材料失效、机体机构变形、电子系统故障和通信中断等问题，为了维持飞行器整体或局部气动外形稳定及内部电子设备和人员在允许的温度范围内正常工作，发展一种高效可靠的高速飞行器气动热防护系统具有重要意义。

[0003]传统波纹板式一体化热防护系统集承载与防热功能于一身，具有较高的结构效率，符合未来飞行器轻量化、低冗余、多功能的设计理念，但存在着热短路问题;即热量总是会通过热导率较高的腹板结构传递到飞行器内部，导致内部环境温度升高和温度不均匀性加剧。

[0004]相变材料具有潜热大、密度低、体积变化小等特点，可作为吸热材料缓解一体化热防护系统的热短路问题，从而大幅提升一体化热防护系统的防隔热性能;然而，常见相变材料虽能通过相变潜热吸收热量，但存在导热性低，相变温度窄，其次温度过高时容易产生相变材料泄露等问题，因此，本发明提出一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统以解决现有技术中存在的问题。

发明内容

[0005]针对上述问题，本发明的目的在于提出一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，该含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统通过改性低熔点金属基合金的纳米润湿效应与膨胀石墨的微米级骨架的协同作用，构建“合金-石墨”双级导热网络，导热系数大幅提升，可以将分形结构腹板的热量快速传递到复合相变材料中进行存储，不会出现热短路的问题，提高了热防护性能和温度均匀性，为飞行器在气动加热严重的环境中安全飞行提供了可靠的保障。

[0006]为实现本发明的目的，本发明通过以下技术方案实现：一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，包括外板和内板，所述外板内侧固定设有分形结构腹板，所述分形结构腹板下侧固定设有内板，所述外板和内板之间的分形结构腹板上固定设有中间隔板，所述中间隔板与外板之间的空腔填充有隔热材料，所述中间隔板与内板之间的空腔填充有复合相变材料。

[0007]进一步改进在于：所述外板、中间隔板和内板之间相互平行设置并由分形结构腹板支撑固定。

[0008]进一步改进在于：所述分形结构腹板由外向内呈叶脉状分布且相邻分形结构腹板之间相互平行，所述分形结构腹板为分支形波纹板式结构。

[0009]进一步改进在于：所述外板、内板、分形结构腹板和中间隔板均为碳化硅或高温合金采用3D打印一体化成型。

[0010]进一步改进在于：所述隔热材料为气凝胶，密度为220kg/m3，比热容为500J/kg·K，导热率为0.02W/m·K。

[0011]进一步改进在于：所述复合相变材料导热率为2.31W·m-1·K-1，潜热152.1-207.2kJ/kg，泄露率<7%。

[0012]进一步改进在于：所述复合相变材料由75-95wt%的石蜡、5wt%的膨胀石墨和0-20wt%的改性低熔点金属基合金构成。

[0013]进一步改进在于：所述石蜡相变温度为42℃，潜热为207.1J/g;所述膨胀石墨纯度≥99%，所述改性低熔点金属基合金由50wt%的铋、25wt%的锡、12.5wt%的镉和12.5wt%铬组成，熔点为70℃。

[0014]本发明的有益效果为：本发明通过改性低熔点金属基合金的纳米润湿效应与膨胀石墨的微米级骨架的协同作用，构建“合金-石墨”双级导热网络，导热系数大幅提升，可以将分形结构腹板的热量快速传递到复合相变材料中进行存储，使得系统中的温度可以均匀的分布，不会出现热短路的问题;

[0015]本发明利用分形结构比强度高、表面积大的特点，与复合相变材料大面积接触，能够对分形结构腹板传递来的热量进行快速的吸收存储，传递到飞行器内部的热量梯度减少，提高了热防护性能和温度均匀性，为飞行器在气动加热严重的环境中安全飞行提供了可靠的保障。

附图说明

[0016]图1为本发明结构示意图。

[0017]其中：1、外板;2、内板;3、中间隔板;4、分形结构腹板;5、隔热材料;6、复合相变材料。

具体实施方式

[0018]为了加深对本发明的理解，下面将结合实施例对本发明做进一步详述，本实施例仅用于解释本发明，并不构成对本发明保护范围的限定。

[0019]当飞行器高速飞行时，由于激波压缩、边界层摩擦和绝热滞止效应等作用，蒙皮表面及其附近温度快速上升。急剧升高的气动热会引发材料失效、机体机构变形、电子系统故障和通信中断等问题，为了维持飞行器整体或局部气动外形稳定及内部电子设备和人员在允许的温度范围内正常工作，开发一种具有高效可靠的高速飞行器气动热防护系统具有重要意义。波纹板式一体化热防护系统集承载与防热功能于一身，具有较高的结构效率，符合未来飞行器轻量化、低冗余、多功能的设计理念，但存在着热短路问题。即热量总是会通过热导率较高的腹板结构传递到飞行器内部，导致内部环境温度升高和温度不均匀性加剧。

[0020]相变材料具有潜热大、密度低、体积变化小等特点，可作为吸热材料缓解一体化热防护系统的热短路问题，从而大幅提升一体化热防护系统的防隔热性能。然而，常见相变材料虽能通过相变潜热吸收热量，但存在导热性低，相变温度窄，其次温度过高时容易产生相变材料泄露等问题。通常通过添加一些基底或者载体材料，如石墨烯、金属氧化物和泡沫金属，来提高相变材料的导热率，以调节相变温度并优化相变过程。实验研究表明，通过真空浸渍法制备的铜基多孔骨架/石蜡复合材料热导率较基体相变材料提升达15倍量级。数值模拟进一步证实，多孔金属骨架的拓扑优化设计可有效增强相变过程的热能传递效率，使复合体系温度场均匀性提高76%以上，储热周期缩短42%-58%。

[0021]实施例

[0022]基于上述，本实施例提供了一种含复合相变材料的分形结构功能一体化热防护系统，根据说明书附图1所示，包括外板1、内板2、分形结构腹板4、中间隔板3、隔热材料5和复合相变材料6组成。外板1、中间隔板3和内板2相互平行，中间隔板3位于外板1和内板2中间，将外板1和内板2所围成的区域分割成两个部分，第一部分靠近外板1，用于容纳隔热材料5，第二部分靠近内板2，用于容纳复合相变材料6;分形结构腹板4呈分形叶脉状，贯穿整个空腔内部，用于作为外板1、内板2和中间隔板3的支撑结构，并将外板1、中间隔板3和内板2连接成一个整体。

[0023]落实到本实施例中，外板1、分形结构腹板4、中间隔板3和内板2所用材料为碳化硅陶瓷或者高温合金，并由3D打印一体化制造而成;各组件的空间分布及所承担的作用如下所示：

[0024]外板1：位于整个热防护系统的最外层，直接与外界环境接触，主要承受高速气流产生气动载荷和热载荷的作用。当飞行器高速飞行时，高速气流产生的热载荷直接作用在外板1上，然后外板1上的部分热量以辐射的方式返回到外界中，剩余部分的热量通过分形结构腹板4传入飞行器内部。

[0025]分形结构腹板4：位于外板1和内板2之间，外形类似叶脉形，贯穿整个空腔内部，将外板1、内板2和中间隔板3连接成一个整体，主要将外板1上承受的气动均布载荷传递到内板2上。其次，分形结构腹板4的热导率远远高于隔热材料5，因此，外板1传来的热量主要通过分形结构腹板4传入飞行器内部。

[0026]中间隔板3：位于外板1和内板2之间，主要将隔热材料5和复合相变材料6分离开来，其次，中间隔板3将多个分形结构腹板4连接成一个整体，分形结构腹板4上半部分的热量一部分通过分支结构传入复合相变材料和内板1，另一部分则传入中间隔板3，中间隔板3再传入复合相变材料6。

[0027]内板2：位于整个热防护系统的最内层，与飞行器内部环境直接接触，主要将复合相变材料与内部环境分隔开。

[0028]隔热材料5：位于外板1与中间隔板3之间，主要作用是阻隔外板1上的热量向飞行器内部传递。

[0029]复合相变材料6：靠近内板2，位于中间隔板3和内板2之间，导热率为2.31W·m-1·K-1，潜热152.1-207.2kJ/kg，泄露率<7%，主要作用是快速吸收从分形结构腹板4和中间隔板3上传来的热量。复合相变材料6由75-95wt%的石蜡、5wt%的膨胀石墨和0-20wt%的改性低熔点金属基合金构成;石蜡相变温度为42℃，潜热为207.1J/g，膨胀石墨纯度≥99%，改性低熔点金属基合金由50wt%的铋(Bi)、25wt%的锡(Sn)、12.5wt%的镉(Cd)和12.5wt%铬(Cr)组成，熔点为70℃。

[0030]膨胀石墨和低熔点金属基合金构建的三维导热网格可以快速地将局部热量传递到相变材料中，石蜡和低熔点金属基合金将利用自身潜热对传入的热量进行吸收储存。

[0031]通过上述设计，当飞行器高速飞行时，蒙皮表面与空气的剧烈摩擦产生的热载荷全部集中在外板1上，此时，一部分热量以热辐射的方式返回到外界，另一部分热量则会传入分形结构腹板4和隔热材料5中。分形结构腹板4采用分支形波纹板式结构，连接着外板1、中间隔板3和内板2，主要起承载作用。隔热材料为气凝胶，密度为220kg/m3，比热容为500J/kg·K，导热率为0.02W/m·K，与外板1直接接触，热导率极低，能够有效地阻挡热量进一步向内传递。由于分形结构腹板4的热导率远远高于隔热材料5，因此，外板1传递来的热量主要通过分形结构腹板4传入内部。传入内部的热量一部分继续延着分形结构腹板分支结构向下传递，然后被复合相变材料吸收，同时传入内部的另一部分热量则传入到中间隔板3中，然后再被复合相变材料吸收。中间隔板3位于隔热材料5和复合相变材料6之间，主要作用是隔绝隔热材料5和复合相变材料6，其次也能将分形结构腹板4上传递来的热量进一步传递到复合相变材料6中。

[0032]在热量向内部传递的过程中，复合相变材料6中膨胀石墨和改性低熔点金属基合金构成的三维导热网格快速的将分形结构腹板4和中间隔板3附近的热量快速的向周围扩散，同时也将局部热量传递到复合相变材料中进行吸收。复合相变材料由改性低熔点金属基合金(LMA)、膨胀石墨(EG)和石蜡(PA)组成。低温段时，石蜡发生相变，利用自身潜热存储传入的热量;中高温段时，低熔点金属基合金发生相变，吸收大量潜热;从而极大程度的降低了内板2的温度，并使整个热防护系统保持较好的温度均匀性。因此，内板2的温度能够长期保持在复合相变材料6的相变温度附近，从而保证了飞行器内部环境温度处于适宜的温度区间。

[0033]综上所述，本发明有效地解决了传统波纹板式一体化热防护系统存在的热短路问题，提高了热防护性能和温度均匀性，为飞行器在气动加热严重的环境中安全飞行提供了可靠的保障。

[0034]以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。

说明书附图(1)