CN108298061B - 高超声速飞行器及其热防护和热生电装置 - Google Patents

高超声速飞行器及其热防护和热生电装置 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器及其热防护和热生电装置，属于飞行器领域，旨在提供一种高超声速飞行器及其热防护和热生电装置，其技术方案要点是：包括设置在飞行器内为飞行器发热部位提供水蒸气的热防护装置，所述热防护装置包括水箱、水泵以及蒸发器，所述水箱通过第一管道连接至水泵的进水口，所述水泵的出水口通过第二管道连接至蒸发器的进水口，所述蒸发器的出气口连接有将水蒸气输送至飞行器发热部位的输送机构；本发明的优点是：水蒸气对飞行器的发热部位形成气膜，从而安全稳定的对飞行器起到一个气体防护作用，减少飞行器发热部位的温度过高而损坏的可能。

Description

高超声速飞行器及其热防护和热生电装置
技术领域
本发明涉及飞行器领域，特别涉及一种高超声速飞行器及其热防护和热生电装置。
背景技术
高超声速飞行器现有的热防护技术是将燃油作为热沉。在高超声速飞行器需要热防护部位布置管路，燃油箱与这些管路相通，燃油在这些管路和油箱中循环流动，带走管路上的一部分热量，降低需要热防护部位的温度，达到热防护的效果。燃油管路这种热防护方法冷却效果有限，不能解决极高温度部位的热防护。但是随着飞行时间的增加，燃油量逐渐减少，燃油作为热层，燃油温度上升速度加快，为安全飞行带来隐患。
中国专利公告号CN201928571U的专利公开了一种用输油管路冷却飞行器电子设备舱中电子设备的装置。一种用输油管路冷却飞行器电子设备舱中电子设备的装置，包括用于安装电子设备的冷却板，输油管路设置于冷却板内部，其输入口和输出口均位于冷却板上。但是燃油作为热层只能进行换热降温，不能满足飞行器极高温度部位的热防护，且燃油温度过高会对安全飞行带来隐患。
发明内容
本发明的目的是提供一种高超声速飞行器的热防护和热生电装置，其优点在于：通过水蒸发吸热以及水蒸气对飞行器的发热部位形成气膜，可以安全稳定的对飞行器起到一个气体防护作用，减少飞行器发热部位的温度过高而损坏的可能。
本发明的上述技术目的是通过以下技术方案得以实现的：包括设置在飞行器内为飞行器发热部位提供水蒸气的热防护装置，所述热防护装置包括水箱、水泵以及蒸发器，所述水箱通过第一管道连接至水泵的进水口，所述水泵的出水口通过第二管道连接至蒸发器的进水口，所述蒸发器的出气口连接有将水蒸气输送至飞行器发热部位的输送机构。
通过上述方案，飞行器在飞行时，水泵工作，将水箱内的水通过第一管道泵出并通过第二管道输送至蒸发器内，水在蒸发器中吸热蒸发成水蒸汽，同时在此过程中对飞行器容易发热的部位进行吸热热防护。水蒸气再通过输送机构输送至飞行器的各个发热部位，从而在发热部位形成气膜，减少飞行器与大气的摩擦生热，进而达到气膜隔热保护的效果。
进一步的，所述输送机构包括与蒸发器出气口连接的第三管道以及连接在第三管道远离蒸发器一端的若干分流管道，各个所述分流管道分别连接至飞行器的发热部位。
通过上述方案，蒸发器内的水吸热蒸发成水蒸气后，水蒸气可以通过各个分流管道输送至飞行器的各个发热部位，从而便捷迅速、全方位的对飞行器的发热部位进行气膜隔热保护。
进一步的，所述第三管道远离蒸发器的一端连接有涡轮，各个所述分流管道均连接在涡轮上。
通过上述方案，水蒸气通过第三管道进入涡轮内后，由于水蒸气此时具有一个流速，从而可以冲击在涡轮的叶片上，进而带动涡轮转动，将水蒸气的动能和内能转化成了涡轮叶片的动能，从而降低了水蒸气的温度，然后水蒸气再通过分流管道输送至飞行器的发热部位，对其进行降温、隔热保护。水蒸气经过涡轮而降温，提高了水蒸气对飞行器发热部位的降温效果。
进一步的，所述涡轮连接有发电机。
通过上述方案，涡轮内的叶片转动时，可以驱动发电机发电，从而有效的利用了水蒸气的动能和内能，将其转化为电能，产生的电能可以用于飞行器上零部件的供电系统，大大提高了水蒸气的利用率。
进一步的，所述涡轮和水箱之间设有控制气压大小的恒压机构。
通过上述方案，恒压机构可以控制涡轮和水箱之间的压力差保持一个稳定的状态，提高涡轮和水箱的结构稳定性。
进一步的，所述恒压机构包括设置在第三管道上的节流控制阀。
通过上述方案，节流控制阀可以控制通过第三管道的水蒸气的压力，从而保持到达涡轮内的气压恒定，也保证了到达涡轮的水蒸气的流速，涡轮也可以恒定的对水蒸气进行降温，使得通过分流管道的水蒸气的流速和温度保持一定，提高了降温系统的稳定性。
进一步的，所述恒压机构还包括用于填补水箱中负压的补差管，所述补差管的一端连通在蒸发器和节流控制阀之间的第三管道上，另一端连通在水箱上，且所述补差管与水箱的连接处位于水箱的水面上方。
通过上述方案，水蒸发成水蒸汽后，体积会膨胀，一小部分水蒸汽通过补差管回流至水箱中，可以填补水箱中的负压，确保水箱中的压力与蒸发器中的压力接近，从而提高水箱和蒸发器的系统稳定性。
本发明的另一个目的在于提供一种高超声速飞行器，包括上述的高超声速飞行器的热防护和热生电装置。
通过上述方案，可以两次利用水或水蒸汽对高超声速飞行器进行有效热防护。换热蒸发过程可以对高超声速飞行器一般热防护部位进行热防护，水的汽化潜热非常高，可以吸收巨大热量，提供非常好的冷却效果。冷却蒸汽可以对高超声速飞行器进气道和喷管等恶劣热环境部位进行气膜隔热保护。喷入进气道和喷管的水蒸气还可以为飞行器产生推力，达到充分利用的目的。
综上，本发明具有以下有益效果：
1、利用水的巨大汽化潜热为高超声速飞行器提供热防护；
2、利用水蒸汽进行发电，为高超声速飞行器提供电力，并降低水蒸气温度；
3、重复利用低温水蒸汽喷入进气道和喷管进行气膜隔绝热防护，还可以为高超声速飞行器增加一部分推力。
附图说明
图1为实施例1的整体结构示意图。
图中,1、飞行器；2、热防护装置；21、水箱；22、水泵；23、蒸发器；24、第一管道；25、第二管道；3、输送机构；31、第三管道；32、分流管道；4、涡轮；5、发电机；6、恒压机构；61、节流控制阀；62、补差管。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明。
其中相同的零部件用相同的附图标记表示。需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“底面”和“顶面”、“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。
实施例1：一种高超声速飞行器的热防护和热生电装置，如图1所示，包括设置在飞行器1内为飞行器1发热部位提供水蒸气的热防护装置2，热防护装置2包括水箱21、水泵22以及蒸发器23，水箱21通过第一管道24连接至水泵22的进水口，水泵22的出水口则通过第二管道25连接至蒸发器23的进水口，蒸发器23的出气口连接有将水蒸气输送至飞行器1进气道或喷管的输送机构3，飞行器1内还设有将水蒸气的部分动能和内能转化为电能的热生电装置。
如图1，输送机构3包括一端与蒸发器23出气口连接的第三管道31、与第三管道31远离蒸发器23一端相连通的涡轮4以及连接在涡轮4上的三个分流管道32，各个分流管道32与涡轮4相连通且远离涡轮4的一端分别延伸至飞行器1的不同发热部位。当蒸发器23工作，将水蒸发成水蒸气时，水会吸收掉飞行器1上的部分热量，从而对飞行器1起到一个降温作用。然后水蒸气在高压下以一定的速度通过第三管道31流动至涡轮4内，并冲击在涡轮4的叶片上，从而带动涡轮4的叶片转动，由于能量守恒，水蒸气的内能转化为涡轮4叶片的动能，从而降低了水蒸气的温度，此时降温过后的水蒸气再通过各个分流管道32输送至飞行器1的发热部位，对其进行降温、隔热保护。同时水蒸气可以在飞行器1的发热部位形成气膜，减少飞行器1与大气的摩擦生热，进而达到气膜隔热保护的效果。分流管道32可以延伸至飞行器1的进气道和喷管，从而水蒸气气流可以为高超声速飞行器1增加一部分推力，提高水蒸气的利用率。
如图1，热生电装置包括设置在飞行器1内部的发电机5，发电机5的接收端连接在涡轮4的叶片上，从而当水蒸气冲击在涡轮4叶片上使其转动时，发电机5可以将涡轮4叶片的动能部分转化为电能，然后发电机5再将这部分电能提供给飞行器1使用，进而提高了飞行器1的续航能力。
如图1，涡轮4和水箱21之间设有控制气压大小的恒压机构6，恒压机构6包括设置在第三管道31上的节流控制阀61以及补差管62，补差管62的一端连通在蒸发器23和节流控制阀61之间的第三管道31上，另一端连通在水箱21上，并且补差管62与水箱21的连接处位于水箱21的水面上方。节流控制阀61可以控制流过第三管道31的水蒸气的压力值，从而保持到达涡轮4内的水蒸气气压恒定，以保证到达涡轮4的水蒸气的流速，进而使得通过分流管道32的水蒸气的流速和温度较为恒定，提高了降温系统的稳定性。
如图1，水在蒸发器23内蒸发成水蒸汽后，体积会膨胀，一小部分水蒸汽通过补差管62回流至水箱21中，可以填补水箱21中的负压，确保水箱21中的压力与蒸发器23中的压力接近，从而提高水箱21和蒸发器23的系统稳定性。
实施例2：一种飞行器，包括实施例1。
本具体实施例仅仅是对本发明的解释，其并不是对本发明的限制，本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对本实施例做出没有创造性贡献的修改，但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。

Claims (3)

1.一种高超声速飞行器的热防护和热生电装置，其特征是：包括设置在飞行器（1）内为飞行器（1）发热部位提供水蒸气的热防护装置（2），所述热防护装置（2）包括水箱（21）、水泵（22）以及蒸发器（23），所述水箱（21）通过第一管道（24）连接至水泵（22）的进水口，所述水泵（22）的出水口通过第二管道（25）连接至蒸发器（23）的进水口，所述蒸发器（23）的出气口连接有将水蒸气输送至飞行器（1）发热部位的输送机构（3）；所述输送机构（3）包括与蒸发器（23）出气口连接的第三管道（31）以及连接在第三管道（31）远离蒸发器（23）一端的若干分流管道（32），各个所述分流管道（32）分别连接至飞行器（1）的发热部位；所述第三管道（31）远离蒸发器（23）的一端连接有涡轮（4），各个所述分流管道（32）均连接在涡轮（4）上；所述涡轮（4）和水箱（21）之间设有控制气压大小的恒压机构（6），所述恒压机构（6）包括设置在第三管道（31）上的节流控制阀（61）和用于填补水箱（21）中负压的补差管（62），所述补差管（62）的一端连通在蒸发器（23）和节流控制阀（61）之间的第三管道（31）上，另一端连通在水箱（21）上，且所述补差管（62）与水箱（21）的连接处位于水箱（21）的水面上方。
2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器的热防护和热生电装置，其特征是：所述涡轮（4）连接有发电机（5）。
3.一种高超声速飞行器，其特征是：包括上述权利要求1-2中任意一项所述的高超声速飞行器的热防护和热生电装置。
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