本發(fā)明涉及高超聲速飛行器熱防護(hù)，尤其涉及一種基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、隨著技術(shù)的不斷突破和應(yīng)用領(lǐng)域的不斷拓展，高超聲速飛行器將在軍事和民用領(lǐng)域發(fā)揮越來越重要的作用，它代表著未來航空航天領(lǐng)域的重要方向。高超聲速飛行器以超過5ma的飛行速度實(shí)現(xiàn)跨大氣層和在大氣層內(nèi)的機(jī)動(dòng)飛行，具有高速度、強(qiáng)機(jī)動(dòng)、超遠(yuǎn)程、強(qiáng)突防等特點(diǎn)。為了適應(yīng)未來空天戰(zhàn)場(chǎng)的復(fù)雜變化，高超聲速飛行器正朝著更長航時(shí)、更高速度的方向發(fā)展。但是，飛行速度的進(jìn)一步提高會(huì)造成氣動(dòng)加熱的提高，且未來所裝配的電子設(shè)備將更加精密、對(duì)艙室環(huán)境溫度要求更高，除飛行器表面尖銳前緣駐點(diǎn)需要采用特殊冷卻方式進(jìn)行熱防護(hù)外，艙室壁面和艙內(nèi)的溫度控制迫切需要一套穩(wěn)定、高效的熱防護(hù)系統(tǒng)。

2、在高超聲速飛行器的馬赫數(shù)ma達(dá)到10以上時(shí)，艙體周圍的氣體總溫接近4000k，飛行器所承受熱載荷較大。飛行器飛行時(shí)間更長、飛行環(huán)境更惡劣，穿透防隔熱層向艙內(nèi)的漏熱量增多，如果無外部可用冷源，艙內(nèi)溫度往往會(huì)超出電子設(shè)備許用溫度范圍。目前，現(xiàn)有技術(shù)中已有一些解決高超聲速飛行器高速、長時(shí)、遠(yuǎn)距飛行所帶來的艙內(nèi)溫度升高的技術(shù)手段。

3、公開號(hào)為cn117326047a中國專利申請(qǐng)，提出了一種應(yīng)用于長時(shí)高速飛行器的被動(dòng)隔熱與主動(dòng)對(duì)流冷卻相結(jié)合的熱防護(hù)系統(tǒng)及對(duì)應(yīng)的控制方法。此類冷卻方法可以實(shí)現(xiàn)冷卻劑流量的自主控制，具有力學(xué)性能優(yōu)和防隔熱效果好的特點(diǎn)，但是其僅適用于對(duì)小面積、高熱流密度區(qū)域的冷卻，無法對(duì)高超聲速飛行器的機(jī)身起到防隔熱作用。由于該冷卻結(jié)構(gòu)不便進(jìn)行大面積的安裝，高超聲速飛行器在長時(shí)間飛行后艙內(nèi)的溫度仍會(huì)超過設(shè)備的允許工作溫度。同時(shí)，該冷卻結(jié)構(gòu)的主體部件需要多次穿孔縫線進(jìn)行連接，其加工、安裝過程也較為復(fù)雜。

4、公開號(hào)為cn117944865a的中國專利申請(qǐng)?zhí)岢隽艘环N基于金屬納米改性強(qiáng)化的自抽吸發(fā)汗冷卻的壁面結(jié)構(gòu)及高超聲速飛行器，不僅可以實(shí)現(xiàn)在不需要泵功耗的情況下冷卻劑的供應(yīng)，還能夠?qū)Ω邿崃魍猸h(huán)境下的壁面實(shí)現(xiàn)高效快速的冷卻，具有冷卻能力強(qiáng)的熱防護(hù)效果。但是，隨著高超聲速飛行器氣動(dòng)熱的增大，自抽吸的多孔結(jié)構(gòu)很難較好地匹配熱流密度的增加，相變界面可能會(huì)出現(xiàn)局部燒干的情況，從而惡化艙內(nèi)環(huán)境。并且，為達(dá)到較好的冷卻效果，該壁面結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)厚度會(huì)相對(duì)較大，整個(gè)系統(tǒng)的體積也會(huì)較大，這將增加飛行器的重量，不利于其機(jī)動(dòng)性能的提升。

5、綜上所述，現(xiàn)有技術(shù)中的高超聲速飛行器，多采用被動(dòng)、半主動(dòng)防隔熱措施或局部區(qū)域采取主動(dòng)冷卻措施，體積較大，難以大面積進(jìn)行布置，對(duì)飛行器艙內(nèi)溫度進(jìn)行調(diào)控的能力不太穩(wěn)定，并在熱防護(hù)或系統(tǒng)層面無法同時(shí)滿足壁面和高精密電子設(shè)備正常使用的溫度范圍要求。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、基于現(xiàn)有技術(shù)中的需求和不足，本發(fā)明提出了一種基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，運(yùn)用開式泵驅(qū)動(dòng)制冷劑對(duì)高超聲速飛行器壁面和高精密電子設(shè)備分別進(jìn)行相變和高效對(duì)流冷卻控制。本發(fā)明的技術(shù)方案具體如下：

2、一種基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，包括壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、換熱單元和冷卻劑循環(huán)供給單元；

3、所述冷卻劑循環(huán)供給單元為所述換熱單元和所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)輸送冷卻劑；

4、所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)包括由內(nèi)向外依次設(shè)置的隔熱層、合金內(nèi)殼、冷卻劑流道、金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯和艙體壁面，所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中冷卻劑的流向與高超聲速飛行器的飛行方向相反；

5、所述換熱單元用于高精密電子設(shè)備的冷卻。

6、優(yōu)選的，壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)還包括設(shè)置在前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)、右側(cè)的支撐密封件。

7、優(yōu)選的，所述冷卻劑流道中設(shè)有支撐肋，用于支撐所述金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯，并將冷卻劑流道劃分為若干個(gè)子流道。

8、優(yōu)選的，所述冷卻劑流道的前部和后部中未設(shè)置所述支撐肋，從而分別形成入口儲(chǔ)液腔和出口儲(chǔ)液腔。

9、優(yōu)選的，所述金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯的外表面或所述艙體壁面的內(nèi)表面設(shè)有多個(gè)蒸汽槽道。

10、優(yōu)選的，所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)后側(cè)的支撐密封件上設(shè)有排氣口和冷卻劑出口，所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)前側(cè)的支撐密封件上設(shè)有冷卻劑入口。

11、優(yōu)選的，所述冷卻劑循環(huán)供給單元包括冷卻劑、儲(chǔ)液容器、循環(huán)管路和流量調(diào)節(jié)泵，所述冷卻劑通過循環(huán)管路依次流經(jīng)流量調(diào)節(jié)泵、換熱單元、壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和儲(chǔ)液容器。

12、優(yōu)選的，所述換熱單元為冷板換熱器或管殼式換熱器。

13、優(yōu)選的，所述支撐密封件材質(zhì)為合金材料，采用焊接或螺栓的方式與艙體壁面以及鋁合金內(nèi)殼連接。

14、優(yōu)選的，所述支撐肋的材質(zhì)與合金內(nèi)殼相同，并與合金內(nèi)殼一體成型，所述金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯的外表面和內(nèi)表面分別與艙體壁面和支撐肋緊密配合。

15、相比于現(xiàn)有技術(shù)，本發(fā)明的有益效果在于：

16、1.?本發(fā)明提出的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，在高效控制高超聲速飛行器壁面溫度的同時(shí)，還能對(duì)艙內(nèi)核心高精密電子設(shè)備進(jìn)行主動(dòng)高效的對(duì)流冷卻，實(shí)現(xiàn)冷卻劑冷量的梯級(jí)利用，確保艙內(nèi)溫度維持在合適的范圍內(nèi)。

17、2.?與傳統(tǒng)被動(dòng)隔熱技術(shù)和自抽吸發(fā)汗冷卻技術(shù)相比，本發(fā)明提出的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)可以避免熱流過大超溫失效、冷卻劑供應(yīng)不足或不匹配的情況，能根據(jù)飛行實(shí)際需求，合理調(diào)整冷卻劑的攜帶量，并配合對(duì)冷卻劑循環(huán)供給單元中冷卻劑流量的精確控制，極大提升高超聲速飛行器的飛行時(shí)長。

18、3.?本發(fā)明提出的壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)占用空間小而薄，安裝靈活，冷卻劑在被充分利用后排出艙外，在有限的條件下提高了艙內(nèi)的空間利用率，同時(shí)有利于實(shí)現(xiàn)大面積的布置和冷卻劑的覆蓋，能夠有效緩解超高聲速飛行器艙體壁面熱載荷分布不均的情況。

19、4.?本發(fā)明提出的壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中具有入口儲(chǔ)液腔和出口儲(chǔ)液腔，且壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)中冷卻劑的流向與高超聲速飛行器的飛行方向相反，充分利用了高超聲速飛行器的加速度效應(yīng)和冷卻劑的慣性，節(jié)省泵功耗，提升系統(tǒng)運(yùn)行適應(yīng)性。

技術(shù)特征：

1.一種基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，包括壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、換熱單元和冷卻劑循環(huán)供給單元；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)還包括設(shè)置在前側(cè)、后側(cè)、左側(cè)、右側(cè)的支撐密封件。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻劑流道中設(shè)有支撐肋，用于支撐所述金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯，并將冷卻劑流道劃分為若干子流道。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻劑流道的前部和后部中未設(shè)置所述支撐肋，從而分別形成入口儲(chǔ)液腔和出口儲(chǔ)液腔。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯的外表面或所述艙體壁面的內(nèi)表面設(shè)有多個(gè)蒸汽槽道。

6.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)后側(cè)的支撐密封件上設(shè)有排氣口和冷卻劑出口，所述壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)前側(cè)的支撐密封件上設(shè)有冷卻劑入口。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻劑循環(huán)供給單元包括冷卻劑、儲(chǔ)液容器、循環(huán)管路和流量調(diào)節(jié)泵，所述冷卻劑通過循環(huán)管路依次流經(jīng)流量調(diào)節(jié)泵、換熱單元、壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)和儲(chǔ)液容器。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述換熱單元為冷板換熱器或管殼式換熱器。

9.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述支撐密封件材質(zhì)為合金材料，采用焊接或螺栓的方式與艙體壁面以及鋁合金內(nèi)殼連接。

10.根據(jù)權(quán)利要求3所述的基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述支撐肋的材質(zhì)與合金內(nèi)殼相同，并與合金內(nèi)殼一體成型，所述金屬絲網(wǎng)毛細(xì)芯的外表面和內(nèi)表面分別與艙體壁面和支撐肋緊密配合。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明涉及高超聲速飛行器熱防護(hù)技術(shù)領(lǐng)域，提出了一種基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)，包括壁面熱防護(hù)結(jié)構(gòu)、換熱單元和冷卻劑循環(huán)供給單元。所述基于開式泵驅(qū)兩相的高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)結(jié)合平板熱管的設(shè)計(jì)思路和泵驅(qū)動(dòng)的冷卻劑相變傳熱的方式對(duì)艙體壁面進(jìn)行冷卻，可以有效阻隔熱流進(jìn)入艙內(nèi)，并將充分利用完的冷卻劑釋放到艙外。同時(shí)，采用冷量梯級(jí)利用的思想，冷卻劑在對(duì)艙體壁面冷卻前，先對(duì)部分高熱流密度高精密電子設(shè)備進(jìn)行高效對(duì)流冷卻，進(jìn)一步確保艙內(nèi)環(huán)境溫度不會(huì)超過正常范圍。

技術(shù)研發(fā)人員：謝永奇,陳力君,包佳儀,方振,董素君,白銀杰
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/9/29