CN106347637A - 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 - Google Patents
一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 Download PDFInfo
- Publication number
- CN106347637A CN106347637A CN201610864195.3A CN201610864195A CN106347637A CN 106347637 A CN106347637 A CN 106347637A CN 201610864195 A CN201610864195 A CN 201610864195A CN 106347637 A CN106347637 A CN 106347637A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- attitude control
- heat shield
- heat protection
- jet pipe
- circle
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N Silicium dioxide Chemical group O=[Si]=O VYPSYNLAJGMNEJ-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 9
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 5
- KXGFMDJXCMQABM-UHFFFAOYSA-N 2-methoxy-6-methylphenol Chemical compound [CH]OC1=CC=CC([CH])=C1O KXGFMDJXCMQABM-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 229910002012 Aerosil® Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims description 3
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 3
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims description 3
- 239000005011 phenolic resin Substances 0.000 claims description 3
- 229920001568 phenolic resin Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000377 silicon dioxide Substances 0.000 claims description 3
- 239000003292 glue Substances 0.000 claims 1
- 239000004964 aerogel Substances 0.000 abstract 2
- 239000011257 shell material Substances 0.000 description 21
- 230000008450 motivation Effects 0.000 description 4
- 238000005183 dynamical system Methods 0.000 description 3
- 238000010438 heat treatment Methods 0.000 description 3
- 239000012774 insulation material Substances 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 2
- 239000007921 spray Substances 0.000 description 2
- 239000005439 thermosphere Substances 0.000 description 2
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 230000003139 buffering effect Effects 0.000 description 1
- 238000001354 calcination Methods 0.000 description 1
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000009191 jumping Effects 0.000 description 1
- 239000002184 metal Substances 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000007903 penetration ability Effects 0.000 description 1
- 230000001681 protective effect Effects 0.000 description 1
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 1
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
- B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
- B64D33/04—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of exhaust outlets or jet pipes
- B64D33/06—Silencing exhaust or propulsion jets
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
本发明公开了一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈、导流筒、防热罩外防热层、姿控防热罩，底盖板防热层以及底盖板，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板防热层铺设在底盖板上，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，姿控防热罩外还包套有防热罩外防热层，在姿控防热罩和防热罩外防热层上的对应于姿控发动机喷管处均设置有导流口，导流口处安装有导流筒，在导流筒和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈。本发明装置通过增设各种防热层以及设计导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，防止其受高温影响，提高了姿控系统工作的可靠性。
Description
技术领域
本发明属于高超速飞行器热防护技术领域，涉及一种飞行器姿控喷管防热导流一体化装置，适用于高马赫数、大攻角再入飞行器姿控系统热防护。
背景技术
高超声速、大攻角再入飞行器(一般指飞行速度超过Ma5，再入攻角大于30°的飞行器)由于飞行器飞行马赫数高，且跳跃滑翔机动飞行，具有较强的机动性和突防能力，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，已成为目前国内外武器与航天器发展的主要方向。
姿控系统对飞行器进行姿态控制，一般的飞行器姿控系统在高空工作，高空大气密度较小，姿控系统的气动热环境较为缓和，无需对姿控系统进行热防护。对于再入类飞行器采用姿控控制系统，在低空稠密大气层飞行时，飞行器面临较为严酷的气动加热，飞行器典型部位热流密度峰值达到2.8MW/m2，总加热量为60MJ/m2。大攻角飞行时，姿控系统发动机喷管暴露在自由来流中，流线直接作用到姿控发动机上，导致姿控发动机喷管的热环境较为严酷，温度高达1700℃，超出900℃温度的设计要求。
为保证高超声速、大攻角再入飞行器姿控动力系统的安全工作，需要对姿控喷管进行热防护设计，因此，寻求合理可行、经济高效、设计巧妙的热防护体系是高超声速、大攻角再入飞行器姿控动力系统要解决的关键问题。
发明内容
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供一种适用于高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其对姿控发动机整体均设计了热防护，本发明装置其能满足高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统严酷气动加热条件下姿控动力系统的热防护。
为实现上述目的，按照本发明的一个方面，提供了一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈、导流筒、防热罩外防热层、姿控防热罩，底盖板防热层以及底盖板，
其中，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板防热层铺设在底盖板上，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，姿控防热罩外还包套有防热罩外防热层，在姿控防热罩和防热罩外防热层上的对应于姿控发动机喷管处均设置有导流口，导流口处安装有导流筒，在导流筒和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈。
进一步的，所述气凝胶协调圈为形状相同的两瓣，将两瓣气凝胶协调圈对合设置在导流筒与姿控发动机机喷管之间，以呈环状包覆在姿控发动机喷管上，所述气凝胶协调圈的材质为二氧化硅气凝胶，在所述气凝胶协调圈成型后再在该气凝胶协调圈外表面缠绕一层无碱玻璃布。
进一步的，所述导流筒材质为高硅氧酚醛树脂。
总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：
本发明装置将整个姿控发动机采用底盖板防热层、姿控防热罩以及防热罩外防热层包套住，还设置了导流口，并在导流口设置了导流筒，导流筒对高温气体进行引导，防止其灼伤姿控发动机喷管。通过增设各种防热层以及设计导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，防止其受高温影响，提高了姿控系统工作的可靠性。
附图说明
图1是本发明实施例的喷管防热导流一体化装置结构示意图。
在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：
1－姿控发动机，2－气凝胶协调圈，3－导流筒，4－防热罩外防热层，5－姿控防热罩，6－底盖板防热层，7－底盖板。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。
本发明的高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，用于给姿控发动机系统提供热防护。本发明的高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置包括底盖板，底盖板防热层、姿控发动机、姿控防热罩、防热罩外防热层，导流筒以及气凝胶协调圈。其中，底盖板为承力结构，姿控发动机安装在底盖板上，底盖板上设计有底盖板防热层，底盖板防热层为非金属防热材料，底盖板防热层和防热罩外防热层一起构成整个防热系统。
本发明对于姿控发动机喷管部分单独设计防热结构，具体的，姿控防热罩倒扣在底盖板防热层上，将姿控发动机完全包覆，并且，在姿控防热罩上的对应于姿控发动机喷管的位置处开设有导流口，导流口引导高温高压气流按照预想的路径喷出，不会灼烧姿控发动机的喷管，不影响发动机工作。防热罩外防热层铺设在姿控防热罩上，进一步保证姿控发动机喷管部分不受高温气流影响。
本发明中，在姿控防热罩导流口处安装有导流筒，导流筒采用非金属防热材料制备，该非金属防热材料可以为玻璃钢，玻璃钢为高硅氧酚醛树脂，设置导流筒既能对姿控发动机喷出的高温气流起到导流作用，又能对姿控发动机喷管进行热防护以防止高温气流直接吹到姿控发动机喷管上。在导流筒与姿控发动机机喷管之间填入一圈低密度的气凝胶协调圈，气凝胶协调圈具有两大作用：一是防止高温气流通过导流筒与姿控发动机喷管之间的间隙进入姿控防热罩内部，二是对姿控发动机喷管的工作震动提供缓冲，气凝胶为柔性材料，能够保护姿控喷管不会因为震动碰撞出现损坏。
本发明的一种适用于高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化结构，可有效解决高超声速、大攻角再入飞行器姿控系统热防护难题，提高了姿控系统设计的可靠性。经过防热仿真分析，本发明的喷管防热导流一体化结构能够起到较好的热防护作用，可保证姿控发动机始终处在工作环境温度内，能满足总体指标要求。
图1是本发明实施例的喷管防热导流一体化装置结构示意图，如图1所示，本发明用于高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其包括气凝胶协调圈2、导流筒3、防热罩外防热层4、姿控防热罩5，底盖板防热层6以及底盖板7。
其中，姿控发动机1安装在底盖板7上，底盖板防热层6铺设在底盖板7上，姿控防热罩5倒扣在底盖板防热层6上，姿控防热罩5外还包套有防热罩外防热层4，在姿控防热罩5和防热罩外防热层4上的对应于姿控发动机喷管(也即为姿控发动机出口)处设置有导流口，导流口处设置有导流筒3，在导流筒3和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈2。
其中，气凝胶协调圈2为形状相同的两瓣，安装时候，将两瓣气凝胶协调圈2对合设置在导流筒与姿控发动机机喷管之间，以呈环状包覆在姿控发动机喷管上。气凝胶协调圈的材质为二氧化硅气凝胶，在工程实践中，可用粘接方式将其拼装到姿控发动机喷管上，再用一圈细铁丝箍紧，在所述气凝胶协调圈成型后再在该气凝胶协调圈外表面缠绕一层无碱玻璃布。姿控发动机1安装到位后，姿控防热罩5及防热罩外防热层4从上往下扣在底盖板防热层6上并安装固定；将导流筒3沿着姿控发动机喷管轴线方向套入防热罩导流口处并固连，即完成喷管防热导流一体化结构安装。
本发明装置将整个姿控发动机采用底盖板防热层、姿控防热罩以及防热罩外防热层包套住，还设置了导流口，并在导流口设置了导流筒，从各个可能的角度对姿控发动机进行了热防护或者热导流，提高了姿控系统工作的可靠性。
本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (3)
1.一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其特征在于，其其包括气凝胶协调圈(2)、导流筒(3)、防热罩外防热层(4)、姿控防热罩(5)，底盖板防热层(6)以及底盖板(7)，其中，
姿控发动机(1)安装在底盖板(7)上，底盖板防热层(6)铺设在底盖板(7)上，姿控防热罩(5)倒扣在底盖板防热层(6)上，姿控防热罩(5)外还包套有防热罩外防热层(4)，在姿控防热罩(5)和防热罩外防热层(4)上的对应于姿控发动机喷管处均设置有导流口，导流口处安装有导流筒(3)，在导流筒(3)和姿控发动机喷管之间设置有气凝胶协调圈(2)。
2.如权利要求1所述的一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其特征在于，所述气凝胶协调圈(2)为形状相同的两瓣，将两瓣气凝胶协调圈(2)对合设置在导流筒与姿控发动机机喷管之间，以呈环状包覆在姿控发动机喷管上，
所述气凝胶协调圈的材质为二氧化硅气凝胶，在所述气凝胶协调圈成型后再在该气凝胶协调圈外表面缠绕一层无碱玻璃布。
3.如权利要求1或2所述的一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置，其特征在于，所述导流筒(3)材质为高硅氧酚醛树脂。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610864195.3A CN106347637B (zh) | 2016-09-29 | 2016-09-29 | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201610864195.3A CN106347637B (zh) | 2016-09-29 | 2016-09-29 | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN106347637A true CN106347637A (zh) | 2017-01-25 |
| CN106347637B CN106347637B (zh) | 2018-09-07 |
Family
ID=57865720
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201610864195.3A Active CN106347637B (zh) | 2016-09-29 | 2016-09-29 | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN106347637B (zh) |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110966117A (zh) * | 2019-12-13 | 2020-04-07 | 中国空气动力研究与发展中心 | 一种高超声速飞行器反作用控制装置及其防护安装机构 |
| CN112035933A (zh) * | 2020-09-03 | 2020-12-04 | 西北工业大学 | 考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法 |
| CN112343735A (zh) * | 2020-11-03 | 2021-02-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 姿控动力系统推力室的套筒 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB787862A (en) * | 1954-07-27 | 1957-12-18 | Snecma | Improvements in or relating to jet deflecting devices for jet propulsion units |
| JPH035700A (ja) * | 1989-06-01 | 1991-01-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
| EP1046806A1 (fr) * | 1999-04-19 | 2000-10-25 | Snecma Moteurs | Tuyère d'éjection de turboréacteur à système d'orientation du type cardan |
| CN201800919U (zh) * | 2010-08-19 | 2011-04-20 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种飞行器发动机防雨防尘保护结构 |
| CN202358306U (zh) * | 2011-09-28 | 2012-08-01 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 飞行器尾段热防护结构 |
| CN102991669A (zh) * | 2012-12-12 | 2013-03-27 | 北京理工大学 | 一种飞行器射流推力矢量控制系统 |
| CN105253290A (zh) * | 2015-11-16 | 2016-01-20 | 上海无线电设备研究所 | 一种具备高透波低瞄准线误差的隔热罩 |
-
2016
- 2016-09-29 CN CN201610864195.3A patent/CN106347637B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB787862A (en) * | 1954-07-27 | 1957-12-18 | Snecma | Improvements in or relating to jet deflecting devices for jet propulsion units |
| JPH035700A (ja) * | 1989-06-01 | 1991-01-11 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しよう体の姿勢制御装置 |
| EP1046806A1 (fr) * | 1999-04-19 | 2000-10-25 | Snecma Moteurs | Tuyère d'éjection de turboréacteur à système d'orientation du type cardan |
| CN201800919U (zh) * | 2010-08-19 | 2011-04-20 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种飞行器发动机防雨防尘保护结构 |
| CN202358306U (zh) * | 2011-09-28 | 2012-08-01 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 飞行器尾段热防护结构 |
| CN102991669A (zh) * | 2012-12-12 | 2013-03-27 | 北京理工大学 | 一种飞行器射流推力矢量控制系统 |
| CN105253290A (zh) * | 2015-11-16 | 2016-01-20 | 上海无线电设备研究所 | 一种具备高透波低瞄准线误差的隔热罩 |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN110966117A (zh) * | 2019-12-13 | 2020-04-07 | 中国空气动力研究与发展中心 | 一种高超声速飞行器反作用控制装置及其防护安装机构 |
| CN112035933A (zh) * | 2020-09-03 | 2020-12-04 | 西北工业大学 | 考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法 |
| CN112035933B (zh) * | 2020-09-03 | 2022-02-22 | 西北工业大学 | 考虑结构间隙的固体火箭发动机喷管热结构耦合分析方法 |
| CN112343735A (zh) * | 2020-11-03 | 2021-02-09 | 中国运载火箭技术研究院 | 姿控动力系统推力室的套筒 |
| CN112343735B (zh) * | 2020-11-03 | 2021-12-31 | 中国运载火箭技术研究院 | 姿控动力系统推力室的套筒 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN106347637B (zh) | 2018-09-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN106347637A (zh) | 一种高马赫环境下姿控喷管防热导流一体化装置 | |
| CN101622174B (zh) | 一种用于飞行器的带有焦耳效应霜处理系统的吸音衬垫 | |
| CN106197938B (zh) | 自由射流测力试验模型隔热系统 | |
| CN106005478B (zh) | 具有气动加热防护的超低轨道卫星 | |
| CN107472509A (zh) | 一种飞翼布局隐身无人机 | |
| CN101903244B (zh) | 用于冷却将从航空器排放的热气的装置 | |
| CN109760818B (zh) | 一种基于合成双射流激励器的超声速边界层转捩控制方法 | |
| NZ737183A (en) | A shroud for an aircraft | |
| CN104443395A (zh) | 用于流体的增强混合的同心喷嘴 | |
| CN112610357B (zh) | 一种带冷却结构的s弯隐身喷管 | |
| CN106428642B (zh) | 一种航天器推力器开敞式圆台隔热装置 | |
| EP3535515B1 (en) | Spherical compensator junction assembly for high pressure ducting system | |
| US9909530B2 (en) | Non-axisymmetric fixed or variable fan nozzle for boundary layer ingestion propulsion | |
| CN107416213B (zh) | 一种带燃气舵的飞行器尾端防火结构 | |
| JP6462042B2 (ja) | 断熱ブランケットおよび断熱ブランケット組立体 | |
| CN110901885A (zh) | 一种飞行器的热防护系统 | |
| CN105464839A (zh) | 一种模压塑型的波纹式柔性火焰隔离装置 | |
| Sun et al. | Flow characteristics of an ultracompact serpentine inlet with an internal bump | |
| EP2865874B1 (en) | Turbofan engine with passive thrust vectoring | |
| CN109372652B (zh) | 辐射功率可控的红外增强器 | |
| CN106394938A (zh) | 一种高超声速、大攻角再入飞行器的姿控系统热防护装置 | |
| CN106481482A (zh) | 一种小型液体发动机防热导流结构 | |
| CN210293611U (zh) | 一种基于电磁加热的温度控制风洞装置 | |
| CN108725844B (zh) | 航天运载器的控制舱结构 | |
| CN105888880A (zh) | 超燃冲压发动机水冷装置及其工作方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |