一种飞行器前缘热防护结构

1.一种飞行器前缘热防护结构，其特征在于，包括设在飞行器前缘弧形壁面处的第一多孔介质层，以及多个沿流向间隔设在所述飞行器前缘上、下壁面处的第二多孔介质层；所述第一多孔介质层与所述第二多孔介质层之间、相邻两所述第二多孔介质层之间均设有固体壁；各所述第二多孔介质层的孔隙率沿流向先增大、后减小，所述第一多孔介质层的孔隙率小于最上游所述第二多孔介质层的孔隙率。 2.根据权利要求1所述的飞行器前缘热防护结构，其特征在于，将所述飞行器前缘上、下壁面上热流密度为最大热流密度45%~55%的位置定义为分界处；在所述分界处上游，各所述第二多孔介质层的孔隙率沿流向依次增大；在所述分界处下游，各所述第二多孔介质层的孔隙率沿流向依次减小。 3.根据权利要求1或2所述的飞行器前缘热防护结构，其特征在于，将所述第二多孔介质层与其下游相邻所述固体壁定义为一个间断；所述间断在流向上的长度为0.2mm~2mm。 4.根据权利要求3所述的飞行器前缘热防护结构，其特征在于，在所述间断中，所述第二多孔介质层在流向上的长度占比为50%~75%。 5.根据权利要求1或2所述的飞行器前缘热防护结构，其特征在于，所述第一多孔介质层、所述第二多孔介质层采用具有一定孔隙率的高温合金或复合陶瓷材料制成；所述固体壁采用无孔隙的高温合金制成。 6.根据权利要求1或2所述的飞行器前缘热防护结构，其特征在于，所述第一多孔介质层、所述第二多孔介质层的内壁上设有形状记忆合金丝网。