CN107150810A - 飞行器热部件的防护系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器热部件的防护系统，包括：水泵，用于将冷却水加压进飞行器热部件的冷却通道；第一电子背压阀；闪蒸腔，用于对经过电子背压阀的升温后的冷却水进行闪蒸；第二电子背压阀，用于将闪蒸后的水蒸气排出至外界低压环境，其中，当水蒸气的压力超过第一预设压力值时，将水蒸气引导入预留在其它热部件内部的气膜孔；水囊，用于接收闪蒸后剩余在闪蒸腔内在重力和腔内压力作用下流回的液体。该防护系统利用水闪蒸的方式对热部件进行热防护，不仅可以有效冷却热部件表面，而且能显著减少冷却工质的携带量，进而降低高超声速飞行器机身重量，增强其执行任务的能力，提高系统的适用性和实用性，简单易实现。

Description

飞行器热部件的防护系统

技术领域

本发明涉及热防护技术领域，特别涉及一种飞行器热部件的防护系统。

背景技术

在高超声速飞行器的飞行过程中，热部件如头部、进气道唇口、发动机壁面、身部等需要承受到很高的热流密度，并且由于飞行任务的需要，对高超声速飞行器的飞行速度和飞行时间提出了更高的要求，而单纯采用被动和半被动的冷却方式已经不能满足飞行器执行任务过程中的冷却需求，需要采用主动热防护技术。

相关技术中，主动热防护方式主要是利用发动机燃料单相的温升显热，以对热部件表面进行对流冷却。但是由于燃料的显热热沉低，导致要求飞行器在起飞前携带大大超过发动机燃烧所需要的燃料用量，从而将大幅增加飞行器自身重量，不利于高超声速飞行器宽速域、长时间飞行。

另外，液体工质的汽化潜热能够提供比显热大的多的热沉，若能安全有效的利用冷却介质的汽化潜热，则可以大大降低冷却介质的携带量，但如果使冷却介质在冷却通道内直接过热汽化，则很可能会造成传热恶化，带来不可估量的损失。

发明内容

本发明是基于发明人对以下问题的认识和发现作出的：

在高热流密度表面的主动冷却方案中，水是一种常用的冷却工质，这是因为水的综合换热性能优于其它换热工质，如物性稳定、比热容、对流换热系数和汽化潜热量级都比较大。为了充分利用水的汽化潜热吸收高超声速飞行器热部件表面热流，可使水在冷却通道内直接沸腾汽化，所使用的循环水量相对较小，但这种温控方式难于控制，因为过热蒸汽的产生容易引起换热恶化，导致热部件烧毁的严重后果。

让水在流出冷却通道后发生过热沸腾或闪蒸是直接将热部件表面热流完全转化为水的汽化潜热的重要方式。闪蒸就是温度相对较高的液体快速暴露于某低压环境中，液体温度对应的饱和压力高于环境压力，导致液体处于短暂的、整体“过热”的不稳定状态，液体依靠快速汽化释放多余的热，即发生闪蒸现象。闪蒸后剩余的液体在不与外界进行热交换的条件下处于饱和状态，而饱和温度与环境压力相对应。

本发明旨在至少在一定程度上解决相关技术中的技术问题之一。

为此，本发明的目的在于提出一种飞行器热部件的防护系统，该系统可以利用水闪蒸的方式对热部件进行热防护，提高系统的适用性和实用性，简单易实现。

为达到上述目的，本发明实施例提出了一种飞行器热部件的防护系统，包括：水泵，用于将冷却水加压进飞行器热部件的冷却通道，以吸收部件表面热流接近或达到饱和状态；第一电子背压阀；闪蒸腔，用于对经过所述第一电子背压阀的升温后的所述冷却水进行闪蒸，以将吸收的所述表面热流转化为汽化潜热对外界释放，并进行气液分离，使得所述冷却水温度降至所述闪蒸腔压力所对应的饱和温度；第二电子背压阀，用于将闪蒸后的水蒸气排出至外界低压环境，以维持所述闪蒸腔的腔体内的低压环境，其中，当所述水蒸气的压力超过第一预设压力值时，将所述水蒸气引导入预留在其它热部件内部的气膜孔；水囊，用于接收闪蒸后剩余在所述闪蒸腔内在重力和腔内压力作用下流回的液体，其中，完成循环的所述冷却水返回所述冷却通道。

本发明实施例的飞行器热部件的防护系统，利用闪蒸将水从热部件吸收的热量间接且安全的全部转化为水的汽化潜热，不仅可以有效冷却热部件表面，而且能显著减少冷却工质的携带量，进而降低高超声速飞行器机身重量，增强其执行任务的能力，提高系统的适用性和实用性，简单易实现。

另外，根据本发明上述实施例的飞行器热部件的防护系统还可以具有以下附加的技术特征：

进一步地，在本发明的一个实施例中，还包括：止回阀，所述止回阀设置在所述闪蒸腔和所述水囊之间。

可选地，在本发明的一个实施例中，所述冷却通道可以为微通道或多孔结构。

进一步地，在本发明的一个实施例中，所述第一电子背压阀还用于调节机进入所述闪蒸腔的流体的压力至第二预设压力值。

进一步地，在本发明的一个实施例中，所述第二电子背压阀还用于调节所述闪蒸腔内的压力，使得所述闪蒸后的液体的温度不高于相应压力下的饱和温度。

进一步地，在本发明的一个实施例中，所述闪蒸后的液体的温度不超过60℃。

进一步地，在本发明的一个实施例中，所述水囊可以为柔性结构。

其中，在本发明的一个实施例中，所述水囊采用丁晴橡胶材料。

进一步地，在本发明的一个实施例中，所述水泵、所述第一电子背压阀、所述闪蒸腔、所述第二电子背压阀、所述水囊和所述止回阀均为多个。

另外，在本发明的一个实施例中，根据飞行器热部件表面的集散参数、冷却介质的物性和冷却温度分别得到所述水泵、第一电子背压阀、闪蒸腔、第二电子背压阀、水囊和止回阀的个数。

本发明附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1为根据本发明一个实施例的飞行器热部件的防护系统的结构示意图。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下面参照附图描述根据本发明实施例提出的飞行器热部件的防护系统。

图1是本发明一个实施例的飞行器热部件的防护系统的结构示意图。

如图1所示，该飞行器热部件的防护系统包括：水泵1、第一电子背压阀3、闪蒸腔4、第二电子背压阀5和水囊8。

其中，水泵1用于将冷却水加压进飞行器热部件2的冷却通道，以吸收部件表面热流接近或达到饱和状态。闪蒸腔4用于对经过第一电子背压阀3的升温后的冷却水进行闪蒸，以将吸收的表面热流转化为汽化潜热对外界释放，并进行气液分离，使得冷却水温度降至闪蒸腔4压力所对应的饱和温度。第二电子背压阀5用于将闪蒸后的水蒸气排出至外界低压环境，以维持闪蒸腔4的腔体内的低压环境，其中，当水蒸气的压力超过第一预设压力值时，将水蒸气引导入预留在其它热部件6内部的气膜孔。水囊8用于接收闪蒸后剩余在闪蒸腔4内在重力和腔内压力作用下流回的液体，其中，完成循环的冷却水返回冷却通道。本发明实施例的防护系统利用水闪蒸的方式对热部件进行热防护，不仅可以有效冷却热部件表面，而且能显著减少冷却工质的携带量，进而降低高超声速飞行器机身重量，增强其执行任务的能力，提高系统的适用性和实用性，简单易实现。

进一步地，在本发明的一个实施例中，本发明实施例的防护系统还包括：止回阀7。其中，止回阀7设置在闪蒸腔4和水囊8之间。

具体地，本发明实施例的防护系统为以水为工质的高超声速飞行器对流冷却+闪蒸的热防护系统，其采用水为闪蒸工质，在冷却水吸收热部件2表面热流升温后，进入闪蒸腔4内闪蒸并进行气液两相分离，将吸收的热量全部转化为汽化潜热并对外界释放，闪蒸后剩余的冷却水温度不高于闪蒸腔压力所对应的饱和温度，并且在适当条件下，可利用闪蒸生成的水蒸气对其它热部件表面进行气膜冷却，以及闪蒸腔4内的冷却水在外力作用下回流至水囊8，在水泵1的驱动下继续冷却热部件2表面。

进一步地，在本发明的一个实施例中，水泵1、第一电子背压阀3、闪蒸腔4、第二电子背压阀5、水囊8和止回阀7均为多个。

另外，在本发明的一个实施例中，根据飞行器热部件2表面的集散参数、冷却介质的物性和冷却温度分别得到水泵1、第一电子背压阀3、闪蒸腔4、第二电子背压阀5、水囊8和止回阀7的个数。

可以理解的是，水泵1的个数、高超声速飞行器热部件2的个数、闪蒸腔4的个数、水囊8的个数、电子背压阀3和电子背压阀5的个数、止回阀的个数，均根据高超声速飞行器热部件表面的集热参数及冷却介质的物性和能够提供的冷却温度确定，如图1所示，水泵1的个数为一个、高超声速飞行器热部件2的个数为两个、闪蒸腔4的个数为一个、水囊8的个数为一个、电子背压阀的个数为两个、止回阀7的个数为一个。

可选地，在本发明的一个实施例中，冷却通道可以为微通道或多孔结构，在此不作具体限制。

进一步地，在本发明的一个实施例中，第一电子背压阀3还用于调节机进入闪蒸腔4的流体的压力至第二预设压力值。

需要说明的是，第一预设压力值和第二预设压力值可以根据实际情况进行设置，在此不作具体限制。

可以理解的是，冷却水在高超声速飞行器热部件壁面冷却通道内的压力环境为常压或更高压力状态。其中，进入闪蒸腔4内的流体的初始压力可以通过电子背压阀3调节。

进一步地，在本发明的一个实施例中，第二电子背压阀5还用于调节闪蒸腔内4的压力，使得闪蒸后的液体的温度不高于相应压力下的饱和温度。

也就是说，闪蒸腔4与飞行器所处的外界低压环境连通，闪蒸腔4内的压力可以通过电子背压阀5在高于外界环境压力的一定范围内调节。

进一步地，在本发明的一个实施例中，闪蒸后的液体的温度不超过60℃。

可以立即的是，闪蒸后的水的温度不高于相应压力下的饱和温度，其大小可以调整闪蒸腔4的压力获得，如闪蒸后剩余液态水的温度通常不超过60℃。。

进一步地，在本发明的一个实施例中，水囊4可以为柔性结构。

其中，在本发明的一个实施例中，水囊4可以采用丁晴橡胶材料。

也就是说，水囊柔性结构材料可以采用丁晴橡胶，其稳定的耐热温度可达120℃。

下面对本发明实施例的防护系统的工作原理进行详细描述。

在本发明的实施例中，本发明实施例的防护系统包括以下步骤：

步骤S1，冷却水经过水泵1加压进入到热部件2内部冷却通道，通过吸收部件表面热流接近或达到饱和状态；

步骤S2，升温后的冷却水流经电子背压阀3进入闪蒸腔4内迅速沸腾汽化即闪蒸，将吸收的表面热流全部转化为水的汽化潜热对外界释放，并进行气液两相分离，冷却水温度降至闪蒸腔4压力所对应的饱和温度；

步骤S3，闪蒸腔4通过电子背压阀5与外界低压环境连通，排除闪蒸后的水蒸气，维持腔内的低压环境；

步骤S4，当所排出的水蒸气具有较高的压力时，可将水蒸气引导入预留在其它热部件内部的气膜孔，通过气膜冷却的方式隔绝气动加热热流，进而形成对受热表面的冷却；

步骤S5，水闪蒸后剩余在闪蒸腔4内的液体在重力和腔内压力等作用下，流回水囊8；

步骤S6，完成循环的冷却水返回热部件2内的冷却通道，重复步骤S1至S5。

在本发明的实施例中，本发明实施例的防护系统适用于高超声速飞行器的局部和大面积的、高效、简便的热防护，充分利用了水的大比热容所提供的显热和高汽化潜热，可实现热部件表面有效的热防护，且闪蒸后水的温度取决于闪蒸腔内的压力，因此可通过调整闪蒸腔的压力实现对循环过程中冷却水的温度调控。此外，闪蒸汽化后的水温较低，能保障循环冷却系统的运行。

另外，利用闪蒸将水从热部件吸收的热量间接且安全的全部转化为水的汽化潜热，相比于同条件下将水或其它冷却介质直接加热到饱和或过饱和状态后排放的方法，大大减少了高超声速飞行器冷却工质的用量，且闪蒸生成的水蒸气亦可用作气膜冷却的气源，继续对热部件表面进行冷却。因此，本发明实施例不仅可以有效冷却热部件表面，而且能显著降低高超声速飞行器机身重量，增强飞行器执行任务的能力。

具体而言，如图1所示，该系统包括：水泵1、多个高超声速飞行器热部件及冷却通道(热部件2和热部件6)、多个电子背压阀(电子背压阀3和电子背压阀5)、闪蒸腔4、止回阀7、冷却水囊8。其中，冷却水经过水泵1加压进入到受热部件2内部的冷却通道，通过吸收部件表面热流达到或接近饱和状态。升温后的冷却水流经电子背压阀3进入闪蒸腔4内迅速沸腾汽化即闪蒸，并进行气液两相分离。冷却水温度降至闪蒸腔4压力所对应的饱和温度。闪蒸腔4通过电子背压阀5与外界低压环境连通，排除闪蒸后的水蒸气，控制腔内的低压环境。当所排出的水蒸气具有较高的压力时，可将水蒸气引导入预留在其它热部件6内的气膜孔，通过气膜冷却的方式隔绝气动加热热流，冷却受热表面。水闪蒸后剩余在闪蒸腔4内的液体在重力和腔内压力等作用下，经止回阀直接流入水囊8，在水泵1的驱动下继续对热部件2进行冷却。

其中，水泵1出口至电子背压阀3入口段为系统的高圧段。闪蒸腔4为吸热后水的闪蒸提供了低压环境，同时也起到了气液分离器的作用。闪蒸腔4内的压力数值取决于高超声速飞行器所处的环境压力，但可以通过调整电子背压阀的限值获得略高于外界环境压力的气体压力。闪蒸腔4内的压力低于吸热后的水所对应的饱和压力，闪蒸后液态水的温度一般不超过60℃。

进一步地，冷却水泵1的出口通过管路与高超声速飞行器热部件2冷却通道的入口连接，高超声速飞行器热部件2冷却通道的出口通过管路与电子背压阀3的入口端连接，冷却水吸收高超声速飞行器热部件表面热流达到或接近冷却通道压力下的饱和状态，其中，为了增强水与热壁面之间的对流换热，壁面结构采用微通道或多孔结构。

电子背压阀3直接安装在闪蒸腔4上，其主要有两个作用：一是控制进入闪蒸腔4内流体的压力；二是防止闪蒸腔4内的气体或液体反向冲入高超声速飞行器热部件2的冷却通道。

电子背压阀5直接与闪蒸腔4连接，电子背压阀5的出口端直接与外界低压环境连通或通过管路与热部件6内部的气膜孔通道连接。闪蒸腔4为吸热后水的闪蒸提供了低压环境，同时也起到了气液分离器的作用；闪蒸腔4内的压力数值取决于高超声速飞行器所处的环境压力，但可以通过调整电子背压阀5的限值获得略高于外界环境压力的气体压力；闪蒸腔4内的压力低于吸热后的水所对应的饱和压力，闪蒸后液态水的温度一般不超过60℃。

止回阀7通过管路与闪蒸腔4连接或直接将止回阀7安装在闪蒸腔4上；通过管路将止回阀7的另一端与水囊8连接。闪蒸后的冷却水在重力和闪蒸腔4内气体压力等的作用下经止回阀7流入水囊，止回阀7的作用是防止水囊8里的水倒流入闪蒸腔4内。水囊8和水泵1通过管道直接连接。水泵1的性能规格可选择的范围宽，本领域的技术人员可根据设计需要灵活选择。

本发明实施例的防护系统具有以下优点：

1、利用液态水的闪蒸，将气动加热热流完全转化为水的汽化潜热，实施过程安全、有效且大大降低了冷却工质用量，满足飞行器设计中重量最小的要求，利于高超声速飞行器的长时间飞行。

2、水闪蒸后的温度一般不高于60℃，且闪蒸后的水温度可以通过调整闪蒸腔压力进行一定程度控制；在一定条件下，水闪蒸后生成的水蒸气可用作气膜冷却的气源，进而通过气膜冷却的方式对热部件表面进行热防护。

3、采用水囊作为冷却水的回收容器，质量轻、耐用且避免了水循环过程中由于容器负压过大导致水循环中断的弊端。

4、结构简单和管道设计、布置灵活，适用于高超声速飞行器局部和大面积热防护。

5、降低了高超声速飞行器外壁温度，实现受热部件热防护的同时降低了飞行器红外信号的强度。

根据本发明实施例提出的飞行器热部件的防护系统，利用闪蒸将水从热部件吸收的热量间接且安全的全部转化为水的汽化潜热，不仅可以有效冷却热部件表面，而且能显著减少冷却工质的携带量，进而降低高超声速飞行器机身重量，增强其执行任务的能力，提高系统的适用性和实用性，简单易实现。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (10)

1.一种飞行器热部件的防护系统，其特征在于，包括：

水泵，用于将冷却水加压进飞行器热部件的冷却通道，以吸收部件表面热流接近或达到饱和状态；

第一电子背压阀；

闪蒸腔，用于对经过所述第一电子背压阀的升温后的所述冷却水进行闪蒸，以将吸收的所述表面热流转化为汽化潜热对外界释放，并进行气液分离，使得所述冷却水温度降至所述闪蒸腔压力所对应的饱和温度；

第二电子背压阀，用于将闪蒸后的水蒸气排出至外界低压环境，以维持所述闪蒸腔的腔体内的低压环境，其中，当所述水蒸气的压力超过第一预设压力值时，将所述水蒸气引导入预留在其它热部件内部的气膜孔；以及

水囊，用于接收闪蒸后剩余在所述闪蒸腔内在重力和腔内压力作用下流回的液体，其中，完成循环的所述冷却水返回所述冷却通道。

2.根据权利要求1所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，还包括：

止回阀，所述止回阀设置在所述闪蒸腔和所述水囊之间。

3.根据权利要求1所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述冷却通道为微通道或多孔结构。

4.根据权利要求1所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述第一电子背压阀还用于调节机进入所述闪蒸腔的流体的压力至第二预设压力值。

5.根据权利要求1或4所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述第二电子背压阀还用于调节所述闪蒸腔内的压力，使得所述闪蒸后的液体的温度不高于相应压力下的饱和温度。

6.根据权利要求5所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述闪蒸后的液体的温度不超过60℃。

7.根据权利要求1所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述水囊为柔性结构。

8.根据权利要求7所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述水囊采用丁晴橡胶材料。

9.根据权利要求2所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，所述水泵、所述第一电子背压阀、所述闪蒸腔、所述第二电子背压阀、所述水囊和所述止回阀均为多个。

10.根据权利要求9所述的飞行器热部件的防护系统，其特征在于，根据飞行器热部件表面的集散参数、冷却介质的物性和冷却温度分别得到所述水泵、第一电子背压阀、闪蒸腔、第二电子背压阀、水囊和止回阀的个数。