阅读说明：本技术 一种柔性防热结构 (Flexible heat-proof structure ) 是由 孙健 李正悦 冷劲松 刘彦菊 于 2020-06-04 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种柔性防热结构,包括基底和多个独立设置在所述基底上的防热甲片,所述基底由包括形状记忆聚合物的材料制成,所述防热甲片由防热陶瓷材料制成。本发明采用形状记忆聚合物复合材料为基底,通过改变温度进行二次赋形及形状回复,避免由于变形程度较大而不能使用的问题,从而克服了现有陶瓷瓦由于冷热结构变形不协调而无法在机身变形处使用的缺陷。(The invention provides a flexible heat-proof structure, which comprises a substrate and a plurality of heat-proof armor sheets independently arranged on the substrate, wherein the substrate is made of a material comprising a shape memory polymer, and the heat-proof armor sheets are made of a heat-proof ceramic material. The ceramic tile adopts the shape memory polymer composite material as the substrate, and secondary shaping and shape recovery are carried out by changing the temperature, so that the problem that the ceramic tile cannot be used due to large deformation degree is avoided, and the defect that the existing ceramic tile cannot be used at the deformation position of a machine body due to uncoordinated deformation of a cold and hot structure is overcome.)

一种柔性防热结构

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种柔性防热结构。

背景技术

航天器载入时要以很高的速度进入大气层，在空气动力的作用下急剧减速，同时其巨大的动能和位能转化为巨大的热能，而防热结构就是用于尽量减少进入航天器内部的热能，使航天器机身以及内部部件保持在合理的温度范围内正常工作。目前，航天器使用的可重复热防护系统防热结构主要为陶瓷瓦防热结构，陶瓷防热瓦使用温度达到1250℃，隔热性能好，可以基本满足航天飞机的飞行要求。

然而，防热瓦材料热膨胀系数与铝合金热膨胀系数相差很大，飞行器载入过程中两者之间会产生很大的温差，故相邻两个防热瓦之间需要留有适当的缝隙，且防热瓦与机体内部结构之间的连接也必须设计有足够的弹性来协调防热瓦与结构之间的变形，这就导致陶瓷瓦防热结构存在质脆、易脱落、吸水、不防雨、易变形、维修和更换困难等缺点。

发明内容

本发明旨在一定程度上解决：现有陶瓷防热结构在冷热结构中变形不协调、检查维修比较困难、无法响应变形过程中的防热需求等问题。

为解决上述问题，本发明提供了一种柔性防热结构，包括基底和多个独立设置在所述基底上的防热甲片，所述基底由包括形状记忆聚合物的材料制成，所述防热甲片由防热陶瓷材料制成。

可选地，多个所述防热甲片形成防热面，所述防热面适于遮盖所述基底初始形态的表面和所述基底变形后的表面。

可选地，多个所述防热甲片逐层堆叠设置，相邻两层所述防热甲片之间的边缘部分交错遮盖。

可选地，所述防热甲片包括隔热板和连接柱，所述隔热板通过所述连接柱与所述基底连接，多个所述隔热板形成所述防热甲片的防热面。

可选地，所述隔热板与所述基底之间形成有空隙，当所述基底发生形变时，所述空隙适于提供所述防热甲片与所述基底之间的相对移动空间。

可选地，所述隔热板与所述基底之间的间距为所述隔热板最大厚度的40％-50％。

可选地，所述隔热板的厚度自靠近所述连接柱的部分向远离所述连接柱的部分逐渐变薄。

可选地，所述连接柱的一端粘贴在所述基底表面或通过内嵌在所述基底内部。

可选地，所述基底的变形率、多个所述防热甲片的重合率以及所述防热甲片相对于所述基底的倾角之间呈正相关性。

可选地，多个所述防热甲片之间的重合率为50％-75％。

可选地，所述柔性防热结构还包括用于加热所述基底的加热装置，所述加热装置包括外贴加热膜加热、内埋电阻丝加热和外涂导电胶加热中的至少一种。

相对于现有技术，本发明提供的柔性防热结构具有以下优势：

本发明通过采用形状记忆聚合物材料作为基底，并将防热甲片以仿鱼鳞状表面结构设置在基底上，一方面，有利于将防热甲片使用在飞行器变形处表面，扩大了陶瓷防热片的应用场景；另一方面，采用鱼鳞状甲片设计，形状记忆聚合物材料基底变形时仍可保持表面防热结构具有连续性，提供了良好的变形结构防热能力；此外，防热陶瓷甲片彼此独立设置基底上，当出现单个防热甲片损伤时易于更换，解决了现有防热装置结构检查维修比较困难的缺点。

附图说明

图1为本发明实施例所述的柔性防热结构的结构示意图之一；

图2为本发明实施例所述的柔性防热结构的结构示意图之二；

图3(a)为防热甲片通过粘贴在基底上的初始形态，图3(b)为防热甲片通过内嵌在基底上的初始形态；

图4(a)为防热甲片通过粘贴在基底上的固态变形态，图4(b)为防热甲片通过内嵌在基底上的固态变形态；

图5为柔性防热结构的初始形态，(a)为弯折30°，(b)为弯折60°，(c)为弯折90°；

图6为柔性防热结构的固态变形态，(a)为弯折30°，(b)为弯折60°，(c)为弯折90°。

附图标记说明：

1-基底，2-防热甲片，21-隔热板，22-连接柱。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

需要说明，本文提供的坐标系XYZ中，X轴正向代表的右方，X轴的反向代表左方，Y轴的正向代表后方，Y轴的反向代表前方，Z轴的正向代表上方，Z轴的反向代表下方。本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变，所述的连接可以是直接连接，也可以是间接连接。另外，术语“包含”、“包括”、“含有”、“具有”的含义是非限制性的，即可加入不影响结果的其它步骤和其它成分。如无特殊说明的，材料、设备、试剂均为市售。

此外，本发明虽然对制备中的各步骤进行了如S1、S2、S3等形式的描述，但此描述方式仅为了便于理解，如S1、S2、S3等形式并不表示对各步骤先后顺序的限定。

由于陶瓷防热瓦(也即本文所述的防热甲片)和机身结构(如铝合金或复合材料结构)的线胀系数差别很大，再入时两者有数百甚至上千度的温差，所以陶瓷瓦与机身结构之间需要具有较大的弹性变形的连接件以协调陶瓷瓦与结构间的变形，此外，机身结构受力学载荷发生应变时不允许陶瓷瓦来承受变形，同样需要通过连接件来协调，有效地防止结构因热、力而产生的变形传递给陶瓷瓦造成破坏。现有技术中多采用在刚性陶瓷防热瓦和机身蒙皮之间使用应变隔离垫间接地粘接在一起，应变隔离垫通常选用具有一定的强度和柔韧性的纤维毡；然而对于空间展开结构，其局部变形程度大，应变隔离垫的变形程度无法完全与展开结构适配，由此限制了陶瓷防热瓦的使用场景。

为解决上述问题，本发明提供了一种柔性防热结构，采用了形状记忆聚合物复合材料作为基底，利用形状记忆聚合物可二次赋形及形状回复的特点，将陶瓷瓦仿鱼鳞状设置在基底上，实现在变形情况下仍具有较好的防热能力。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更为明显易懂，下面结合附图对本发明的具体实施例做详细的说明。

结合图1、图2所示，本发明实施例提供了一种柔性防热结构，包括基底1和多个独立设置在基底1上的防热甲片2，基底1由包括形状记忆聚合物的材料制成，防热甲片2由防热陶瓷材料制成。

形状记忆聚合物复合材料基底的“变形”原理如下：当温度达到形状记忆聚合物的玻璃化转变温度Tg以上，对材料施加外力使其产生形变；在保持形状不变的情况下，使其温度降至玻璃化转化温度Tg以下一定温度，保持一段时间，撤去外界约束，所赋变形保持不变(变形态)；当再次将温度升至玻璃化转变温度Tg以上时，形状记忆聚合物能回复到原来的形状(回复态)，至此，完成“原始态-变形态-回复态”的变形循环。

基于此，采用形状记忆聚合物的材料制成基底1，该基底1与空间展开结构展开后的形状相匹配，待达到其玻璃化转变温度后，变软并赋形为空间展开结构收拢后的形态，在保持约束情况下冷却变硬，回复常温时的刚度和强度，它就成为“固定变形态”，当基底1再次加热达到玻璃化转变温度后，能由“固定变形态”能回复到初始形状。由此，采用形状记忆聚合物复合材料作为基底1，与现有应变隔离垫相比可以更好贴合飞行器复杂表面，避免由于变形程度较大而不能使用的问题，从而克服了现有陶瓷瓦由于冷热结构变形不协调而无法在机身变形处使用的缺陷。

需要说明的是，防热甲片可以以传统的方式通过固化胶粘贴在形状记忆聚合物基底1上，同时相邻两防热甲片之间留有合适的缝隙，且缝隙内填设有耐高温材料，以此避免冷热结构膨胀系数差别较大、对防热甲片造成损伤。当然，防热甲片也可以通过其它方式设置在基底上，只要实现隔热效果即可。

在本发明实施例中，多个防热甲片2形成防热面，防热面适于遮盖基底1初始形态表面和基底1变形后的表面。在此，所述基底1初始形态表面也即为与空间展开结构展开后的形状相匹配的基底1的形态，所述基底1变形后的表面为“固定变形态”，也即为空间展开结构收拢后的形态。由此，通过限定防热甲片2的设置，实现防热甲片2对飞行器外壁变形前后的全方位遮盖，有效隔绝对流传热和辐射传热，满足了变形结构的防热需求。

而为适应形状记忆聚合物材料制成的基底1的“变形”，发明人创造性地利用仿生原理，将防热甲片2在基底1上仿鱼鳞状表面结构设计，本发明实施例提供的柔性防热结构，将多个防热甲片2逐层堆叠设置，相邻两层防热甲片2之间的边缘部分交错遮盖，可以很大程度上增加防热面积，从而使得飞行器变形前后均可以对飞行器表面达到全覆盖的效果。

结合图1所示，防热甲片2可以为至少一端为圆弧形的板状结构，且表面涂有辐射涂层，也就是说，防热甲片2可以为横向截面(图1中XY轴所在的平面)为圆形、椭圆形的结构，也可以为横向截面一端为梯形另一端为圆弧形的结构，还可以根据需求设计成不同的形状，总之，防热甲片2的形状有利于交错遮叠即可。此外，基底1的初始形状是贴合飞行器复杂表面，其固定变形态为贴合飞行器变形的复杂表面，初始形态与固定变形态均可以根据实际需求任意设计。为便于描述，在本发明实施例中，形状记忆聚合物材料制成的防热结构的基底1的横截面为矩形，初始形态为平直形状，赋形后的固定变形态为弧形或弯曲状态。

具体地，每个防热甲片2单独固定在基底1上，多个防热甲片2呈阵列分布，为方便描述，本实施例中的防热甲片2从左到右逐层排列，也即当基底1变形时，防热甲片2可以相对基底1朝右上方倾斜，且多个防热甲片2朝向方向相同；相邻两层防热甲片2之间的边缘部分交错遮盖，即第一层的防热甲片2处于下一层(第二层)两个防热甲片2之间以上的位置，并且分别对这两个防热甲片2的左下角和左上角的边缘部分进行遮盖；同一列中，处于第一层的防热甲片2对第二层下面的处于第三层的防热甲片2的顶部边缘部分遮盖。

由此，本发明实施例通过采用形状记忆聚合物材料作为基底1，并将防热甲片2以仿鱼鳞状表面结构设置在基底1上，一方面，有利于将防热甲片2使用在飞行器变形处表面，扩大了陶瓷防热片的应用场景；另一方面，采用鱼鳞状甲片设计，形状记忆聚合物材料基底1变形时仍可保持表面防热结构具有连续性，提供了良好的变形结构防热能力；此外，防热陶瓷甲片彼此独立设置在形状记忆聚合物材料基底1上，当出现单个防热甲片2损伤时易于更换，解决了现有装置结构检查维修比较困难的缺点。

当然，虽然本发明其中一实施例限定多个防热甲片2逐层堆叠设置，相邻两层防热甲片2之间的边缘部分交错遮盖；在其它实施例中，也可以采用逐层设计与粘贴设计相结合的方式，如第一层、第二层防热甲片逐层堆叠设置并对第三层防热甲片左端部分遮盖，第三层防热甲片直接粘贴在基底1上，第四层、第五防热甲片再逐层堆叠设置在基底上，且第四层甲片对第三层甲片右端部分遮盖。在另外实施例，防热甲片2还可以采取其它设置方式，只要能实现基底1变形时保持表面防热面具有连续性，能有效隔绝对流传热和辐射传热即可。

其中，形状记忆聚合物包括基体材料和增强材料，基体材料包括环氧树脂或氰酸酯，基体材料转变温度Tg下限为80℃、上限为500℃；增强材料包括碳纤维、玻璃纤维、芳纶纤维、石墨烯和碳纳米管中的至少一种。

本发明提供的柔性防热结构还包括加热装置(图中未示出)，加热装置用于加热基底1。通过加热装置可控制基底1的温度，在初始状态下，基底1为平直状态，加热装置加热基底1，当基底1的温度升高并超过形状记忆聚合物的玻璃化转变温度Tg时，基底1转变为柔性状态，在外力作用下弯曲或收拢，弯曲到预定形状后，加热装置停止加热，基底1恢复到刚性状态，撤去外力，基底1将保持弯曲收拢状，此时基底1贴附在飞行器变形处外表面，共同处于收拢状态，收拢状态可以减小飞行器的展开面积，飞行器收拢成较小的体积，有利于穿过地球大气层，而当飞行器穿过大气层后，在对展开装置进行展开时，控制加热装置再次加热基底1，当基底1再次达到并超过形状记忆聚合物的玻璃化转变温度Tg时，基底1自动恢复到初始状态，以此适应飞行器的展开变形需求。

加热装置包括外贴加热膜加热、内埋电阻丝加热和外涂导电胶加热中的至少一种。在本发明实施例中，优选地，采用内埋电阻丝加热，也即在基底1浇筑成型过程中，埋入电阻丝，以此控制基底1的温度。

结合图2所示，防热甲片2包括隔热板21和连接柱22，隔热板21通过连接柱22与基底1连接，多个隔热板21形成防热甲片2的防热面。通过设置连接柱22，隔热板21不直接接触基底1，不仅有效地防止基底1因热、力而产生的变形传递给隔热板21造成破坏，同时还提供了空气隔热层，提高了柔性防热结构的整体防热效果。

其中，连接柱22的直径或者说横向截面(图1中XY轴形成的平面)的最大宽度需要综合考虑防热甲片2的整体重合率以及整体结构强度，在本发明实施例中，优选地，连接柱22的直径为隔热板21X轴向上最大长度的10％。

连接柱22与隔热板21一体化设计，也即隔热板21与连接柱22均由防热陶瓷材料烧制成，所述防热陶瓷材料包括全氧化硅纤维型材料、氧化硅纤维和氧化铝纤维混合型材料、氧化硅纤维、氧化铝纤维和硼硅酸纤维型氧化铝材料中的一种。

由于隔热板21与基底1之间设置有连接柱22，使得隔热板21与基底1之间形成有空隙，当基底1发生形变时，空隙适于提供防热甲片2与基底1之间的相对移动空间。由此，当基底1跟随飞行器变形时，仿鱼鳞状结构的防热甲片2可以在预留的空隙内活动，这样设置提高了防热甲片2与基底1之间的变形协调性，进而减小了应力作用，增强了柔性防热结构的整体结构强度以及抗破坏能力。

优选地，综合基底1变形能力以及中间空气隔效率，本发明实施例中热隔热板21与基底1之间的间距为隔热板21最大厚度的40％-50％。

进一步地，隔热板21的厚度自靠近连接柱22的部分向远离连接柱22的部分逐渐变薄。这样可以在满足防热需求下，减轻柔性防热结构的整体重量，满足飞行器的轻量化需求。

由于形状记忆聚合物基底1为线弹性变化，防热甲片2固定再基底1上，故防热甲片2之间的层间距变化与基底1变化线性相关。下面以基底1固定形态为拉长状态为例进行说明：

结合图3、图4所示，以X轴上防热甲片2的长度为1单位长度，初始防热甲片2层间隔为0.25单位长度，此时防热甲片2覆盖重合率为防热甲片2面积的75％；变形成固态变形态后，防热甲片2层间隔为0.5单位长度，则防热甲片2覆盖重合率为50％，基底1面积变化率可达到200％。单个防热甲片2的初始倾斜角度为15°，当多个防热甲片2逐层堆叠设置后挤压使得倾斜角度变为20°，基底1面积变化200％后防热甲片2的重合率为50％，此时挤压消除，倾角变为15°。可以看出，基底变形率、防热甲片重合率以及防热甲片相对于基底的倾角三者之间呈正相关。

当然，基底1也可以在任意位置弯折，结合图5、图6所示，图5为50％覆盖率的柔性防热结构的初始变形态，此时防热甲片2的重合率为75％，图6为柔性防热结构的固态变形态，此时防热甲片2的重合率为50％，可以看出，基底1可以任意位置可以变形，具有整体上的一致性。

本发明实施例提供的柔性防热结构，利用基底1的形状记忆特性以及防热甲片2的仿鱼鳞状设计，实现隔热瓦对飞行器外壁的全方位遮盖，有效隔绝对流传热和辐射传热，满足了变形结构的防热需求。

优选地，本发明实施例中多个防热甲片2之间的重合率为50％-75％，这样可以避免在基底1变形过程中，多个防热甲片2之间出现缝隙，导致飞行器金属表面暴露，热流直接进入机体结构使其熔化，最后结构发生严重破坏导致飞行器解体；同时也避免多个防热甲片2之间堆叠太密集，降低变形协调性。

隔热板21通过连接柱22固定在基底1上，而连接柱22一端与隔热板21固定连接，另一端通过粘接剂粘贴在基底1表面，或通过固化胶固定在基底1表面(如图3a、图4a所示)，或在基底1成型阶段内嵌在基底1内部(如图3b、图4b所示)。

其中，通过硅胶固化连接的步骤包括：1)固定防热甲片2与基底1的相对位置，2)在连接处施胶，3)等待固化；固化速度取决于固化体系、温度、湿度硅橡胶层的厚度，提高环境的温度和湿度，都能使固化过程加快。通常在25摄氏度，相对湿度在50％RH时，表干时间一般为3-20分钟，成弹性橡胶状需要15小时以上，七天后橡胶的各种性能可达到最佳状态。通过硅胶固化连接的优点在于成型便捷，便于设计。

而内嵌连接的步骤包括：1)固定防热甲片2的预设相对位置，2)浇筑基底1成型，使得防热甲片2的连接柱22得一端嵌入基底1内部。这样内嵌连接得好处在于，其连接处强度较硅胶固化的强度更好，且简化了工艺步骤，同时，避免基底1变形中与硅胶接触部分产生应力，一定程度上，增加了柔性防热结构的整体强度。

本发明实施例提供的柔性防热结构，制备方式简便，结构简单，利用了形状记忆聚合物的形状记忆效应及其高比强度、比刚度的特点，将其与刚性防热陶瓷结合起来，采用形状记忆聚合物复合材料为基底1，通过改变温度进行二次赋形及形状回复，提供了变形结构的防热需求；同时通过采用鱼鳞状防热甲片2设计，使得基底1变形时仍可保持表面防热结构具有连续性，提供了良好的变形结构防热能力，为未来飞行器防热结构的设计提供新的思路和方法。

虽然本公开披露如上，但本公开的保护范围并非仅限于此。本领域技术人员在不脱离本公开的精神和范围的前提下，可进行各种变更与修改，这些变更与修改均将落入本发明的保护范围。