CN107738755B - 一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法，主被动热管理系统中的冷却网络包括燃料冷却管路、冷却换热器和液氮冷却系统；燃料箱中的燃料经所述冷却管路流至设置在高温部位的冷却换热器，对高温部位降温后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分进入液氮冷却系统冷却后返回燃料箱。本发明高效主被动热管理系统采用全飞行器的主动防热和被动防热相结合，一方面对于高温部位保证其非烧蚀重复使用要求，另一方面对于非高温部位仅采用被动防热，降低防热系统复杂性，减小对燃料的需求。冷却网络先经过温度较低的部位，再通过发动机高温部位，提高燃料的利用率。
Description
技术领域
本发明涉及一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法，属于热管理领域。
背景技术
伴随着世界各国对空间开发利用的逐渐加深和扩大，现有的航天运输系统在技术性能上的不足，使其难以适应天地往返运输应用扩大的需要。不可重复使用的局限，使运载器单位有效载荷运载成本随发射次数增加而直线上升，严重制约了其应用。因此，发展技术性能更先进、重复使用，满足未来“航班化”要求的航天运输系统势在必行。然而，天地往返飞行所带来的严酷热环境，使得现有结构与材料难以满足飞行热防护需要。同时，目前飞行器在防热设计过程中，一般将机身和舱内的能量收集、传递以及热防护系统分开进行设计，没有针对飞行器舱内外进行整体的热量循环设计，带来了机身防护质量大，进而导致飞行器起飞规模大，一定程度上降低了飞行器的总体性能。因此，亟需要开发一种高效热管理系统适应未来天地往返运输需求。
组合动力天地往返飞行器需要在大气层内完成全空域、全速域、长时间的高超声速飞行，承受极大热载荷和力学载荷，对其热管理系统提出了极高要求。当前，国内外围绕重复使用天地往返飞行器热管理系统开展了概念论证工作，但尚未形成一套有效的热管理系统用于天地往返飞行。
如何实现飞行器热管理一体化，，满足天地往返飞行对热量管理的苛刻要求，是本领域亟待解决的技术问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一种适应天地往返的高效主被动热管理系统及其设计方法，实现飞行器内外一体的热量平衡和控制，满足未来天地往返飞行器高效热管理设计要求。
本发明目的通过如下技术方案予以实现：
提供一种适应天地往返的高效主被动热管理系统，包括燃料冷却网络、燃料流量控制系统；
冷却网络包括燃料冷却管路、冷却换热器和液氮冷却系统；燃料箱中的燃料经所述冷却管路流至设置在高温部位的冷却换热器，对高温部位降温后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分进入液氮冷却系统冷却后返回燃料箱；
燃料流量控制系统控制燃料的流量以及液氮冷却系统中液氮的流量。
优选的，燃料一路经冷却网络依次冷却电子仪器设备、飞行器尖前缘、进气道压缩面；另一路燃料经冷却网络依次冷却机翼前缘和发动机喷管；两路燃料会合后冷却发动机燃烧室结构。
优选的，燃料的流量满足高温部位的冷却需求。
优选的，液氮的流量满足燃料返回燃料箱的温度要求。
优选的，还包括设置在机身背部、侧表面、控制舵的非烧蚀防隔热材料。
优选的，非烧蚀防隔热材料采用柔性隔热毡、C-C复合材料或C-Si复合材料。
优选的，所述燃料为碳氢燃料。
优选的，所述碳氢燃料为火箭煤油或航空煤油。
提供一种所述的适应天地往返的高效主被动热管理系统的设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
(1)进行飞行器气动加热计算，获得全弹道过程中飞行器表面热流分布及辐射平衡温度分布；
(2)根据飞行器辐射平衡温度分布，确定高温部位，建立燃料冷却网络，对高温部位进行冷却；在非高温部位采用轻质非烧蚀防隔热材料进行热防护；
(3)计算满足经冷却网络冷却的高温部位所需的燃料流量；
(4)计算燃料经主动冷却网络各高温部位后的温度；
(5)计算多余燃料的回流流量，确定液氮冷却系统，将燃料温度降至阈值温度以下所需提供的液氮流量和总量；
(6)判断主动冷却网络增加的代偿是否在允许的重量指标内，如果在重量指标内则确定该主动冷却网，如果不在重量指标内则返回步骤(2)修改冷却网络的路径。
优选的，所述轻质非烧蚀防隔热材料采用柔性隔热毡、C-C复合材料或C-Si复合材料。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明高效主被动热管理系统采用全飞行器的主动防热和被动防热相结合，一方面对于高温部位保证其非烧蚀重复使用要求，另一方面对于非高温部位仅采用被动防热，降低防热系统复杂性，减小对燃料的需求。
(2)本发明综合考虑各高温部位的位置和冷却需求，冷却网络先经过温度较低的部位，再通过发动机高温部位，提高燃料的利用率；本发明的冷却网络分为两路，避免了网络系统过长，并提高了降温效率。
(3)本发明通过对飞行器典型部位采用被动防热与主动冷却相结合的方法，降低局部高温给结构和材料带来的压力，并将各部位热源采用主动热管理网络系统相连接，实现全飞行器高效的热循环，完成高温部位的热载控制、热量传递和热量利用，满足飞行器长时间、大空域的高超声速飞行器需要。
(4)本发明加入了液氮冷却系统，对多余的燃料进行回流，提高了燃料的利用率，解决了冷却所需燃料多于发动机消耗所需燃料的矛盾。
附图说明
图1为本发明高效热管理系统流程图；
图2为本发明主动冷却网络结构示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施对本发明作进一步详细的描述：
本发明首先通过分析飞行器总体性能指标和各系统对热管理的约束条件，开展飞行器热量平衡设计以及分析，完成各系统综合热管理的匹配设计，形成高效热管理系统总体方案。其次，针对典型的飞行器热防护部位建立主被动热防护方案。同时，考虑防热系统与热控系统的强耦合因素，将飞行器热量和能量进行综合考虑，完成各系统主动冷却方案和冷却剂贮箱的系统设计，形成主动冷却网络系统。最后，在整个热管理的环路中增加热控技术，对热控方案进行优化设计，实现对飞行器各部分热量和能量的高效管理和控制。
本发明如图1所示，一种适应天地往返的高效主被动热管理系统首先体现在飞行器整体热量平衡设计，对飞行器整个飞行任务剖面的热量进行综合分析，评估飞行器中的热源和冷源，通过建立多学科系统仿真模型，分析飞行器各子系统的性能参数对热平衡的影响。主被动热管理系统的设计方法如下：
步骤(一)、飞行器综合热管理匹配设计
(1)把飞行器气动外形、飞行弹道作为初始输入条件，进行飞行器气动加热计算，获得全弹道过程中飞行器表面热流分布及辐射平衡温度分布。
(2)根据飞行器辐射平衡温度分布，确定高温部位，根据现有的防热材料属性，进行主被动防热方案的选择。对于飞行器尖前缘、机翼尖前缘、发动机等高温部位(大于1000℃)，进行主动热防护方案设计，例如采用燃料再生冷却方案(设计每个高温部位的局部冷却通道)，燃料例如选择碳氢燃料；对于机身背部、侧表面、控制舵等部位，开展被动热防护方案设计，采用非烧蚀防隔热材料例如柔性隔热毡、C-C复合材料或C-Si复合材料进行热防护设计。根据主动热防护方案建立燃料冷却网络。结合图2，燃料箱中的燃料一路经冷却网络冷却电子仪器设备，再冷却飞行器尖前缘、进气道压缩面后与另一路燃料会合；另一路燃料经冷却网络冷却机翼前缘、发动机喷管。两路燃料会合后冷却发动机燃烧室结构后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分多余燃料进入液氮冷却系统进行冷却，冷却后返回燃料箱。
(3)计算满足经冷却网络冷却的设备所需的燃料流量，即满足所有设备冷却要求的情况下所需的燃料流量；根据各部位所需燃料流量进行燃料流量的分配，使燃料冷却效率最高。
(4)根据各待冷却部位的热量输入，和燃料流量，通过一维传热计算，获得燃料经主动冷却网络各冷却部位的温度。
(5)冷却所需的燃料流量和发动机燃烧所需的燃料流量之差，即为多余燃料的回流流量，根据多余回流燃料的温度和流量确定液氮冷却系统，将燃料温度降至25°以下所需提供的液氮流量及总量；
(6)判断主动冷却网络增加的代偿是否在允许的重量指标内，如果在重量指标内则确定该方案，如果不在重量指标内则返回步骤(3)优化燃料冷却网络，修改冷却网络的路径。
本发明结合飞行器各部位温度特征，开展详细的防热、热控设计。针对关键高温位置，如机体前缘、机翼前缘、发动机燃烧室、发动机进排气系统等，进行防热方案设计，根据总体性能指标和热防护材料能力特性，确定防热方案和温度控制方案，通过高温热管、蒸发冷却、再生冷却等主动防热措施建立有效的子级冷却循环回路，满足总体性能指标，完成高温关键部位的防热热控一体化设计。
本发明结合推进剂总量、动力系统燃烧需求、各分系统冷却需求等约束参数条件，开展热总线的详细设计。推进剂总量受限，即要满足推进系统燃烧需求，又要满足热管理系统冷却需求，并且推进剂不能超过一定的温度范围，在众多约束条件下，开展主动冷却回路的设计，将子级冷却回路的热量通过换热器带走，并最终将热量带入燃烧室排除飞行器，完成热总线回路设计。
以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (3)
1.一种适应天地往返的高效主被动热管理系统的设计方法，适应天地往返的高效主被动热管理系统包括燃料冷却网络、燃料流量控制系统；
冷却网络包括燃料冷却管路、冷却换热器和液氮冷却系统；燃料箱中的燃料经所述冷却管路流至设置在大于1000℃的高温部位的冷却换热器，对高温部位降温后，一部分进入发动机燃烧室提供推力，另一部分进入液氮冷却系统冷却后返回燃料箱；
燃料流量控制系统控制燃料的流量以及液氮冷却系统中液氮的流量；
其特征在于，设计方法包括如下步骤：
(1)进行飞行器气动加热计算，获得全弹道过程中飞行器表面热流分布及辐射平衡温度分布；
(2)根据飞行器辐射平衡温度分布，确定高温部位，建立燃料冷却网络，对高温部位进行冷却；在非高温部位采用轻质非烧蚀防隔热材料进行热防护；
(3)计算满足经冷却网络冷却的高温部位所需的燃料流量；
(4)计算燃料经主动冷却网络各高温部位后的温度；
(5)计算多余燃料的回流流量，确定液氮冷却系统，将燃料温度降至阈值温度以下所需提供的液氮流量和总量；
(6)判断主动冷却网络增加的代偿是否在允许的重量指标内，如果在重量指标内则确定该主动冷却网，如果不在重量指标内则返回步骤(2)修改冷却网络的路径。
2.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述轻质非烧蚀防隔热材料采用柔性隔热毡。
3.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述轻质非烧蚀防隔热材料采用C-C复合材料或C-Si复合材料。
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