[发明专利]基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法

说明书

本发明公开了一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，属于航空航天工程中气动热防护技术领域，包括步骤：S1，确定尖锐前缘所处的飞行条件；S2，计算尖锐前缘表面气动热载荷，确定是否需要进行超高热载疏导；S3，计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度，确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件；S4，评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度；S5，如果调控幅度满足调控要求，确定涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层。本发明可实现在不需要增加超高热载荷附近的防热结构厚度的情况下，对局部非平衡流场的主动调节和控制，进而实现对尖锐前缘超高热载定向疏导。

技术领域

本发明涉及航空航天工程中气动热防护技术领域，更为具体的，涉及一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法。

背景技术

临近空间高超声速飞行器以极高速度（ Ma10）飞行时，高速气流在飞行器尖锐前缘处产生强激波，波后激波层内出现以原子为主要成分的高温非平衡绕流流场。在飞行器尖锐前缘附近，高温流动产生的极端热载荷会对防热结构产生很强的热冲击作用，极易诱发前缘结构的热损伤、热失配、热破坏等现象，严重影响飞行器性能指标、任务走廊以及飞行安全，因此，需要采用疏导或防护方法加以缓解。

现有的尖锐前缘超高热载疏导方法，主要分为被动式（热沉、热结构等）、半被动式（烧蚀、热管等）和主动式（发汗冷却、逆向喷流等）三大类。以上疏导方式均是依靠材料/结构自身的力学或热学性能来耗散、排散、阻抗尖锐前缘超高热载荷，未考虑主动利用高温气动环境与防热材料之间的耦合化学响应特性（如多相催化效应）来实现近壁组分的主动调控和极端热载荷定向疏导。

随着更高速度的临近空间飞行、月球返回、火星探测等航天任务的实施，飞行器所处气动环境越趋严峻，仅仅依靠被动抵御气动热环境的传统热防护模式已难以满足未来高超声速飞行器的防热要求。因此，亟需研究并形成一种利用高温气动环境与防热材料之间的耦合化学响应特性的主动调控式飞行器超高热载防护方法。为此，本发明提供一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，不需要增加超高热载荷附近的防热结构厚度，只需要根据局部分子/原子组成布置具有一定粗糙度、吸附性能、辐射发射性能的功能催化涂层，即可实现对局部非平衡流场的主动调节和控制，进而实现对尖锐前缘超高热载定向疏导等。

本发明的目的是通过以下方案实现的：

一种基于高温功能材料催化调控的尖锐前缘超高热载疏导方法，包括步骤：

S1，根据飞行器的尖锐前缘结构的服役需求，确定尖锐前缘所处的飞行条件；

S2，计算尖锐前缘表面气动热载荷；根据热载荷阈值及载荷梯度许用值确定是否需要进行超高热载疏导：当尖锐前缘壁面热流最大值超过热载荷阈值或结构内部温度梯度最大处超过载荷梯度许用值时，认为尖锐前缘热载超限，需要施加疏导予以缓解，进入步骤S3，否则结束；

S3，计算绕尖锐前缘流场中离解原子分布和气体离解程度；根据气体离解程度阈值确定调控幅度是否满足超高热载疏导条件：如果高热载区域的气体离解程度大于气体离解程度阈值，则满足超高热载疏导条件，进入步骤S4，否则结束；

S4，根据尖锐前缘绕流激波层内气体离解程度，通过原子对流和扩散传输，判断获得的疏导后热流量及结构内部温度梯度是否满足热载荷阈值及载荷梯度许用值要求，并据此评估采用高温功能材料催化特性调控局部超高热载荷的可行性与可调控幅度；

S5，如果调控幅度满足调控要求，根据激波层内温度确定该温度域内的第一涂层材料的需求；根据涂层材料需求，基于现有的涂层材料库，遴选符合的涂层材料，以规避高热载区的原子再结合催化放热行为，并将原子状态的气流输运至下游；基于所遴选的第一涂层材料，加工制造尖锐前缘涂层；