CN108750123A - 适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统及飞行器。适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统包括座舱空气系统、燃油系统、推进系统、机载设备、冷却剂冷却系统和闭式循环冷却系统。当飞行器的飞行马赫数在第一预设范围值时，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作；当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，冷却剂冷却系统不工作，闭式循环冷却系统工作；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作。本发明应用闭式循环冷却系统与冷却剂冷却系统对高超声速飞行时飞行器的热量进行有效管理，解决了飞行器性能无法达到要求，安全性较低问题，避免了飞行器有效载荷空间小的问题。
Description
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器技术领域，尤其是涉及用于飞行马赫数为0～6范围内适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统及飞行器。
背景技术
高超声速飞行器的发展是飞行器发展的一个重要方向。高超声速飞行器的飞行速度较快，机体表面由于粘性以及气动作用，其表面温度将高达900-1800K，这部分所产生的热量不容小觑。伴随着飞机性能的提高，需要更多的更大功率的机载电子设备和高级任务系统的支持，这导致机载机电设备产生更多的热量。然而，机舱以及机载设备所要求的工作环境温度却不能过高。
对于高超声速飞机而言，仅仅利用被动冷却的方法已经无法满足飞机机体以及机载设备对于散热能力的要求。研究高超声速飞行器的热能综合管理技术是必要的。
国内外对于高超声速飞行器的热能综合管理技术的研究现状如下：我国南京航空航天大学以INVENT计划为基础，提出了综合一体化热/能量管理系统的工作模式，得到了综合一体化热/能量管理系统顶层设计理念，在此基础上，具体阐述了综合一体化热/能量管理系统方案，得到了综合一体化热/能量管理系统顶层设计方法，并利用仿真模块搭建了系统仿真平台。北京航空航天大学针对超声速飞行器面临的热防护问题，提出了一种布雷顿循环热电转化技术并结合高超声速飞行器的飞行工况进行了热力学分析。哈尔滨工业大学提出了基于闭式布雷顿循环的高超声速热防护系统，对系统进行了热力学分析，并提出了初步的系统性能评估模型。美国针对热管理的大量研究表明，采用热综合管理解决飞行器的热电综合问题是主流趋势，目前的研究主要集中在机电热管理系统与动力系统的综合，飞机高超声速飞行时的机体热防护并未被纳入热综合管理的研究范畴。欧盟针对高超声速巡航飞行器机体热防护与供电需求，与日本合作提出了“未来高速运输关键技术”(HIKARI)计划，针对LAPCAT计划的MR2飞行器和轴对称飞行器分别提出了基于开式低温燃料循环和闭式介质循环的热综合管理方案，但都未解决马赫数为0～6飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，飞行器内部系统功耗大，从而引起的飞行器热负荷较高，出现的性能无法达到要求，飞行器安全性低的问题，以及仅采用低比体积热沉燃料作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
因此，如何解决飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，飞行器内部系统功耗大，从而引起的飞行器热负荷较高，出现的性能无法达到要求，飞行器安全性低的问题，以及仅采用低比体积热沉燃料作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
发明内容
有鉴于此，本发明的第一个目的是提供一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，以解决飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，飞行器内部系统功耗大，从而引起的飞行器热负荷较高，出现的性能无法达到要求，飞行器安全性低的问题，以及仅采用低比体积热沉燃料作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
本发明的第二个目的是提供一种飞行器。
为了实现上述第一个目的，本发明提供了如下方案：
一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，包括座舱空气系统、燃油系统、推进系统和机载设备，所述座舱空气系统包括座舱、第一涡轮和引气装置，所述座舱和所述第一涡轮的空气出口导通，所述引气装置能够给所述第一涡轮提供空气，所述燃油系统包括燃油泵和燃油调节阀，所述燃油泵的出口与燃油调节阀的入口导通，所述燃油系统中的燃料为碳氢燃料，所述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统还包括冷却剂冷却系统和闭式循环冷却系统；
所述冷却剂冷却系统包括：
冷却剂泵；
冷却剂调节阀，所述冷却剂调节阀的入口与所述冷却剂泵的出口导通；
第一冷却剂冷却器，所述第一冷却剂冷却器的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀的入口导通；
第一冷却剂冷却器调节阀，所述第一冷却剂冷却器调节阀的入口与所述第一冷却剂冷却器的冷却剂入口导通，所述第一冷却剂冷却器调节阀的出口与所述第一冷却剂冷却器的冷却剂出口导通；
第二冷却剂冷却器，所述第二冷却剂冷却器的冷却剂入口与所述第一冷却剂冷却器的冷却剂出口导通，所述第二冷却剂冷却器的冷却机出口与所述推进系统的入口导通；
第二冷却剂冷却器调节阀，所述第二冷却剂冷却器调节阀的入口与所述第二冷却剂冷却器的冷却剂入口导通，所述第二冷却剂冷却器调节阀的出口与所述第二冷却剂冷却器的冷却剂出口导通；
所述闭式循环冷却系统中的流体工质为超临界流体工质，所述闭式循环冷却系统包括：
闭式循环泵；
第一闭式循环冷却器，所述第一闭式循环冷却器的超临界工质入口与所述闭式循环泵的出口导通；
第一闭式循环冷却器调节阀，所述第一闭式循环冷却器调节阀的入口与所述第一闭式循环冷却器的超临界工质入口导通，所述第一闭式循环冷却器调节阀的出口与所述第一闭式循环冷却器的超临界工质出口导通；
第二闭式循环冷却器，所述第二闭式循环冷却器的超临界工质入口与所述第一闭式循环冷却器的超临界工质出口导通；
闭式循环涡轮，所述闭式循环涡轮的入口与所述第二闭式循环冷却器的超临界工质出口导通，所述闭式循环泵的动力输出端和所述闭式循环涡轮的动力输入端连接；
闭式循环换热器，所述闭式循环换热器的超临界工质入口与所述闭式循环涡轮的出口导通，所述闭式循环换热器的超临界工质出口与所述闭式循环泵的入口导通；
所述第一冷却剂冷却器的空气入口与所述引气装置的出口导通，所述第一冷却剂冷却器的空气出口与所述第一闭式循环冷却器的空气入口导通，所述第一闭式循环冷却器的空气出口与所述第一涡轮的入口导通；
所述燃油调节阀的出口与所述闭式循环换热器的入口导通，所述闭式循环换热器的出口与所述推进系统的入口导通；
所述机载设备的热空气出口与所述第二冷却剂冷却器的空气入口导通，所述第二冷却剂冷却器的空气出口与所述第二闭式循环冷却器的空气入口导通，所述第二闭式循环冷却器的空气出口与所述记载设备的热空气入口导通；
当飞行器的飞行马赫数在第一预设范围值时，所述冷却剂调节阀关闭，所述第一闭式循环冷却器调节阀和所述燃油调节阀打开，所述冷却剂冷却系统与所述闭式循环冷却系统皆不工作；
当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述冷却剂调节阀与所述第一闭式循环冷却器调节阀关闭，所述燃油调节阀打开，所述冷却剂冷却系统不工作，所述闭式循环冷却系统工作；
当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一闭式循环冷却器调节阀关闭，所述冷却剂调节阀与所述燃油调节阀打开，所述第一冷却剂冷却器调节阀与所述第二冷却剂冷却器调节阀关闭，所述冷却剂冷却系统与所述闭式循环冷却系统皆工作。
优选地，在上述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，所述第一预设范围值为大于0，且小于或等于2.5；
所述第二预设范围值为大于或等于2，且小于或等于4；
所述第三预设范围值为大于或等于3.5，且小于或等于6。
优选地，在上述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，所述燃油系统中的燃料为碳氢燃料。
优选地，在上述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，所述燃料为氢、甲烷、烃类、醇类或者航空煤油。
优选地，在上述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，所述超临界工质为超临界氦或者超临界二氧化碳。
优选地，在上述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，所述冷却剂冷却系统中的冷却剂包括水、液氮、碳氢类化合物和二氧化碳。
从上述的技术方案可以看出，本发明所公开的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，当飞行器的飞行马赫数较低，在第一预设范围时，冷却剂调节阀关闭，第一闭式循环冷却器调节阀和燃油调节阀打开，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作，此时，空气经过引气装置依次经过第一冷却剂冷却器和第一闭式循环冷却器进入第一涡轮，由于冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作，因此，空气经过第一冷却剂冷却器和第一闭式循环冷却器并未散热，第一涡轮将空气膨胀至座舱所需要的压力和温度，以满足座舱所要求的环境。在此状态下，机载设备可以安全正常工作，燃料由燃油泵经过燃油调节阀进入推进系统燃烧产生推力。
当飞行器的飞行速度增加，马赫数达到第二预设范围值时，燃油调节阀打开，冷却剂调节阀与第一闭式循环冷却器调节阀关闭，冷却剂冷却系统不工作，而闭式循环冷却系统则工作。空气经由引气装置进入飞行器后，先经过第一冷却剂冷却器，由于冷却剂冷却系统不工作，空气在第一冷却剂冷却器内未散热，然后经过第一闭式循环冷却器的空气入口进入第一闭式循环冷却器，在第一闭式循环冷却器内与闭式循环进行热量交换之后，再进入第一涡轮，由第一涡轮膨胀后进入座舱。闭式循环中的超临界工质由闭式循环泵经过第一闭式循环冷却器的超临界工质入口进入第一闭式循环冷却器，在第一闭式循环冷却器内与空气进行换热后，进入第二闭式循环冷却器，在第二闭式循环冷却器内吸收机载设备所产生的热量，冷却机载设备，随后进入闭式循环涡轮膨胀做功以带动闭式循环泵，之后超临界工质进入闭式循环换热器与低温燃料进行热量交换。此时，燃油泵的燃料经过燃油调节阀进入闭式循环换热器，在闭式循环换热器内吸收来自闭式循环的热量，之后进入推进系统。
当飞行器的飞行速度继续增加，飞行马赫数达到第三预设范围值时，第一闭式循环冷却器调节阀关闭，冷却剂调节阀与燃油调节阀打开，第一冷却剂冷却器调节阀与第二冷却剂冷却器调节阀关闭，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作。此时，引气装置引入的空气温度较高，空气经过第一冷却剂冷却器的空气入口进入第一冷却剂冷却器释放一部分热量至冷却剂冷却系统，接着空气经过第一闭式循环冷却器的空气入口进入第一闭式循环冷却器内与闭式循环进行热量交换之后，再进入第一涡轮，由第一涡轮膨胀后进入座舱。冷却剂泵中的冷却剂通过冷却剂调节阀进入第一冷却剂冷却器，冷却引气装置输出的空气，接着冷却剂进入第二冷却剂冷却器冷却机载设备，最后冷却剂进入推进系统。闭式循环中的超临界工质由闭式循环泵经过第一闭式循环冷却器的超临界工质入口进入第一闭式循环冷却器，在第一闭式循环冷却器内与空气进行换热后，进入第二闭式循环冷却器，在第二闭式循环冷却器内吸收机载设备所产生的热量，冷却机载设备，随后进入闭式循环涡轮膨胀做功以带动闭式循环泵，之后超临界工质进入闭式循环换热器与低温燃料进行热量交换。机载设备的热空气先进入第二冷却剂冷却器进行冷却，然后进入第二闭式循环冷却器进行冷却。燃油泵的燃料经过燃油调节阀进入闭式循环换热器，在闭式循环换热器内吸收来自闭式循环的热量，之后进入推进系统。
本发明公开的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，主要用于飞行马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，闭式循环冷却系统开始工作，第一闭式循环冷却器对引来的空气进行冷却，以保证进入座舱的空气温度达到需要的温度，同时第二闭式循环冷却器对机载设备进行冷却，以保证机载设备的工作环境温和。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作，由引气装置引入的气体需要经过第一冷却剂冷却器冷却，而机载设备由第二闭式循环冷却器冷却之前，需经由第二冷却剂冷却器冷却，且燃油泵的燃料经过闭式循环换热器吸收热量后进入飞行器的推进系统，并产生一定的推力。本发明应用闭式循环冷却系统与冷却剂冷却系统对高超声速飞行时飞行器的热量进行有效管理，解决了飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，飞行器内部系统功耗大，从而引起的飞行器热负荷较高，出现的性能无法达到要求，飞行器安全性较低问题。此外，本发明对燃油泵的燃料为碳氢燃料，避免了仅采用低比体积热沉燃料作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
为了实现上述第二个目的，本发明提供了如下方案：
一种飞行器，其特征在于，包括如上述任意一项所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统。
由于本发明公开的飞行器包括上述任意一项所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，因此，适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统所包含的有益效果均是本发明公开的飞行器所包含的。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明提供的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统示意图。
其中，图1中：
推进系统1、座舱201、第一涡轮202、引气装置203、燃油泵301、燃油调节阀302、冷却剂泵401、冷却剂调节阀402、第一冷却剂冷却器403、第一冷却剂冷却器调节阀404、第二冷却剂冷却器405、第二冷却剂冷却器调节阀406、闭式循环泵501、第一闭式循环冷却器502、第一闭式循环冷却器调节阀503、第二闭式循环冷却器504、闭式循环涡轮505、闭式循环换热器506。
具体实施方式
为了使本领域的技术人员更好的理解本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。
实施例一
本发明公开了一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统。其中，适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统包括座舱201空气系统、燃油系统、推进系统1、机载设备、冷却剂冷却系统和闭式循环冷却系统。
座舱201空气系统包括座舱201、第一涡轮202和引气装置203，座舱201和第一涡轮202的空气出口导通，引气装置203能够给第一涡轮202提供空气，为了避免空气中的杂质进入涡轮和座舱201内，对涡轮和座舱201造成伤害，可以在引气装置203内设置过滤器，对进入的空气进行有效过滤。
燃油系统包括燃油泵301和燃油调节阀302，燃油泵301的出口与燃油调节阀302的入口导通，燃油系统中的燃料为碳氢燃料。相较于现有技术中的燃料为低比体积热沉燃料，燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小。本发明中燃料为碳氢燃料，体积占比小，解决了氢作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
冷却剂冷却系统包括冷却剂泵401、冷却剂调节阀402、第一冷却剂冷却器403、第一冷却剂冷却器调节阀404、第二冷却剂冷却器405和第二冷却剂冷却器调节阀406。
冷却剂调节阀402的入口与冷却剂泵401的出口导通，第一冷却剂冷却器403的冷却剂入口与冷却剂调节阀402的入口导通。冷却剂调节阀402用于控制冷却剂泵401和第一冷却剂冷却器403之间的通断。第一冷却剂冷却器调节阀404与第一冷却剂冷却器403并联设置：第一冷却剂冷却器调节阀404的入口与第一冷却剂冷却器403的冷却剂入口导通，第一冷却剂冷却器调节阀404的出口与第一冷却剂冷却器403的冷却剂出口导通。第一冷却剂冷却器调节阀404用于控制冷却剂泵401输出的冷却剂是否通过第一冷却剂冷却器403，即用于控制第一冷却剂冷却器403是否能够冷却引气装置203引入的空气。
第二冷却剂冷却器405的冷却剂入口与第一冷却剂冷却器403的冷却剂出口导通，第二冷却剂冷却器405的冷却机出口与推进系统1的入口导通。第二冷却剂冷却器调节阀406与第二冷却剂冷却器405并联设置：第二冷却剂冷却器调节阀406的入口与第二冷却剂冷却器405的冷却剂入口导通，第二冷却剂冷却器调节阀406的出口与第二冷却剂冷却器405的冷却剂出口导通。第二冷却剂冷却器调节阀406用于控制冷却剂泵401输出的冷却剂是否通过第二冷却剂冷却器405，即用于控制第二冷却剂冷却器405是否能够冷却记载设备输出的热空气。
闭式循环冷却系统中的流体工质为超临界流体工质，闭式循环冷却系统包括闭式循环泵501、第一闭式循环冷却器502、第一闭式循环冷却器调节阀503、第二闭式循环冷却器504、闭式循环涡轮505和闭式循环换热器506。
第一闭式循环冷却器502的超临界工质入口与闭式循环泵501的出口导通。第一闭式循环冷却器调节阀503与第一闭式循环冷却器502并联设置：第一闭式循环冷却器调节阀503的入口与第一闭式循环冷却器502的超临界工质入口导通，第一闭式循环冷却器调节阀503的出口与第一闭式循环冷却器502的超临界工质出口导通。第一闭式循环冷却器调节阀503用于控制超临界流体工质是否流经第一闭式循环冷却器502。
第二闭式循环冷却器504的超临界工质入口与第一闭式循环冷却器502的超临界工质出口导通，闭式循环涡轮505的入口与第二闭式循环冷却器504的超临界工质出口导通，闭式循环泵501的动力输出端和闭式循环涡轮505的动力输入端连接，闭式循环换热器506的超临界工质入口与闭式循环涡轮505的出口导通，闭式循环换热器506的超临界工质出口与闭式循环泵501的入口导通。
第一冷却剂冷却器403的空气入口与引气装置203的出口导通，第一冷却剂冷却器403的空气出口与第一闭式循环冷却器502的空气入口导通，第一闭式循环冷却器502的空气出口与第一涡轮202的入口导通。
燃油调节阀302的出口与闭式循环换热器506的入口导通，闭式循环换热器506的出口与推进系统1的入口导通。
机载设备的热空气出口与第二冷却剂冷却器405的空气入口导通，第二冷却剂冷却器405的空气出口与第二闭式循环冷却器504的空气入口导通，第二闭式循环冷却器504的空气出口与记载设备的热空气入口导通。
当飞行器的飞行马赫数在第一预设范围值时，冷却剂调节阀402关闭，第一闭式循环冷却器调节阀503和燃油调节阀302打开，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作。
当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，冷却剂调节阀402与第一闭式循环冷却器调节阀503关闭，燃油调节阀302打开，冷却剂冷却系统不工作，闭式循环冷却系统工作。
当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，第一闭式循环冷却器调节阀503关闭，冷却剂调节阀402与燃油调节阀302打开，第一冷却剂冷却器调节阀404与第二冷却剂冷却器调节阀406关闭，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作。
需要说明的是，第一预设范围值、第二预设范围值和第三预设范围值均马赫数在0～6的区间内，可以根据实际情况进行设定。
本发明所公开的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，当飞行器的飞行马赫数较低，在第一预设范围时，冷却剂调节阀402关闭，第一闭式循环冷却器调节阀503和燃油调节阀302打开，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作，此时，空气经过引气装置203依次经过第一冷却剂冷却器403和第一闭式循环冷却器502进入第一涡轮202，由于冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作，因此，空气经过第一冷却剂冷却器403和第一闭式循环冷却器502并未散热，第一涡轮202将空气膨胀至座舱201所需要的压力和温度，以满足座舱201所要求的环境。在此状态下，机载设备可以安全正常工作，燃料由燃油泵301经过燃油调节阀302进入推进系统1燃烧产生推力。
当飞行器的飞行速度增加，马赫数达到第二预设范围值时，燃油调节阀302打开，冷却剂调节阀402与第一闭式循环冷却器调节阀503关闭，冷却剂冷却系统不工作，而闭式循环冷却系统则工作。空气经由引气装置203进入飞行器后，先经过第一冷却剂冷却器403，由于冷却剂冷却系统不工作，空气在第一冷却剂冷却器403内未散热，然后经过第一闭式循环冷却器502的空气入口进入第一闭式循环冷却器502，在第一闭式循环冷却器502内与闭式循环进行热量交换之后，再进入第一涡轮202，由第一涡轮202膨胀后进入座舱201。闭式循环中的超临界工质由闭式循环泵501经过第一闭式循环冷却器502的超临界工质入口进入第一闭式循环冷却器502，在第一闭式循环冷却器502内与空气进行换热后，进入第二闭式循环冷却器504，在第二闭式循环冷却器504内吸收机载设备所产生的热量，冷却机载设备，随后进入闭式循环涡轮505膨胀做功以带动闭式循环泵501，之后超临界工质进入闭式循环换热器506与低温燃料进行热量交换。此时，燃油泵301的燃料经过燃油调节阀302进入闭式循环换热器506，在闭式循环换热器506内吸收来自闭式循环的热量，之后进入推进系统1。
当飞行器的飞行速度继续增加，飞行马赫数达到第三预设范围值时，第一闭式循环冷却器调节阀503关闭，冷却剂调节阀402与燃油调节阀302打开，第一冷却剂冷却器调节阀404与第二冷却剂冷却器调节阀406关闭，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作。此时，引气装置203引入的空气温度较高，空气经过第一冷却剂冷却器403的空气入口进入第一冷却剂冷却器403释放一部分热量至冷却剂冷却系统，接着空气经过第一闭式循环冷却器502的空气入口进入第一闭式循环冷却器502内与闭式循环进行热量交换之后，再进入第一涡轮202，由第一涡轮202膨胀后进入座舱201。冷却剂泵401中的冷却剂通过冷却剂调节阀402进入第一冷却剂冷却器403，冷却引气装置203输出的空气，接着冷却剂进入第二冷却剂冷却器405冷却机载设备，最后冷却剂进入推进系统1。闭式循环中的超临界工质由闭式循环泵501经过第一闭式循环冷却器502的超临界工质入口进入第一闭式循环冷却器502，在第一闭式循环冷却器502内与空气进行换热后，进入第二闭式循环冷却器504，在第二闭式循环冷却器504内吸收机载设备所产生的热量，冷却机载设备，随后进入闭式循环涡轮505膨胀做功以带动闭式循环泵501，之后超临界工质进入闭式循环换热器506与低温燃料进行热量交换。机载设备的热空气先进入第二冷却剂冷却器405进行冷却，然后进入第二闭式循环冷却器504进行冷却。燃油泵301的燃料经过燃油调节阀302进入闭式循环换热器506，在闭式循环换热器506内吸收来自闭式循环的热量，之后进入推进系统1。
本发明公开的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，主要用于飞行马赫数为0～6范围内的高超声速飞行。当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，闭式循环冷却系统开始工作，第一闭式循环冷却器502对引来的空气进行冷却，以保证进入座舱201的空气温度达到需要的温度，同时第二闭式循环冷却器504对机载设备进行冷却，以保证机载设备的工作环境温和。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作，由引气装置203引入的气体需要经过第一冷却剂冷却器403冷却，而机载设备由第二闭式循环冷却器504冷却之前，需经由第二冷却剂冷却器405冷却，且燃油泵301的燃料经过闭式循环换热器506吸收热量后进入飞行器的推进系统1，并产生一定的推力。本发明应用闭式循环冷却系统与冷却剂冷却系统对高超声速飞行时飞行器的热量进行有效管理，解决了飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，飞行器内部系统功耗大，从而引起的飞行器热负荷较高，出现的性能无法达到要求，飞行器安全性较低问题。此外，本发明对燃油泵301的燃料为碳氢燃料，避免了仅采用低比体积热沉燃料作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
实施例二
如图1所示，在本发明提供的第二实施例中，本实施例中的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统和实施例一中的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统的结构类似，对相同之处就不再赘述了，仅介绍不同之处。
在本实施例中，具体公开了适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，燃料包括氢、甲烷、烃类、醇类和航空煤油，还可以包括其他碳氢燃料。
进一步地，本发明公开了适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，超临界工质为超临界氦或者超临界二氧化碳，超临界工质也可以是超临界氦和超临界二氧化碳的混合物。
进一步地，本发明公开了适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，冷却剂冷却系统中的冷却剂包括水、液氮、碳氢类化合物和二氧化碳。
进一步地，本发明具体公开了适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统中，第一预设范围值为大于0，且小于或等于2.5。第二预设范围值为大于或等于2，且小于或等于4。第三预设范围值为大于或等于3.5，且小于或等于6。
该实施例中，飞行器燃料采用氢，冷却剂采用水，超临界流体采用超临界氦，并以Ma＝5在H＝25km飞行为例，此时，适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统处于第三工作模式。对于座舱201系统而言，空气经过第一冷却剂冷却器403冷却后，进入第一闭式循环冷却器502继续进行冷却，随后经由第一涡轮202，达到座舱201所要求的环境后，进入座舱201。冷却剂则由冷却剂泵401中进入第一冷却剂冷却器403，对进入座舱201的空气进行冷却，之后冷却剂进入第二冷却剂冷却器405对机载设备所产生的热量进行冷却，随后进入推进系统1参与飞行器推进系统1的循环。对于闭式循环中的超临界氦，其在进入第一闭式循环冷却器502之前先经由闭式循环泵501，而闭式循环泵501则是由闭式循环涡轮505带动，且吸收热量的闭式循环在闭式循环换热器506中对氢流路放热，以平衡闭式循环系统中的能量。图1中其余各组件进出口总温和总压均可以通过能量守恒求得。该状态下，用于冷却的燃料都得到充分利用，为推进系统1提供了推力。
本发明依据相应循环参数与相关调节阀的调控，有三种工作模式。可以使能量综合管理系统在马赫数0～6范围内持续工作。该方案在原有飞行器热管理系统的基础上应用闭式循环冷却系统与冷却剂冷却系统对高超声速飞行时飞行器的热量进行有效管理。本发明可以解决飞行器在高超声速飞行时由于来流气流热量大，飞行器内部系统功耗大，从而引起的飞行器热负荷较高，出现的性能无法达到要求，飞行器安全性较低问题，以及仅采用低比体积热沉燃料作为热沉所带来的燃料体积占比大，从而引起的飞行器有效载荷空间小的问题。
当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，闭式循环冷却系统开始工作，第一闭式循环冷却器502对引来的空气进行冷却，以保证进入座舱201的空气温度，同时第二闭式循环冷却器504对机载设备进行冷却，以保证机载设备的工作环境温和。当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作，由引气装置203引入的气体需要经过第一冷却剂冷却器403，而机载设备由第二闭式循环冷却器504冷却之前，需经由第二冷却剂冷却器405冷却，且最后冷却剂进入飞行器的推进系统1，对推进系统1进行冷却，并产生一定的推力。该方案在原有飞行器热管理系统的基础上应用闭式循环冷却系统与冷却剂冷却系统对高超声速飞行时飞行器的热量进行有效管理。
实施例三
本发明提供了一种飞行器，包括如上述任意一项实施例中的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统。
由于本发明公开的飞行器包括上述任意一项实施例中的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，因此，适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统所包含的有益效果均是本发明公开的飞行器所包含的。
在本发明中的“第一”、“第二”等均为描述上进行区别，没有其他的特殊含义。
对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和创造性特点相一致的最宽的范围。
Claims (6)
1.一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，包括座舱空气系统、燃油系统、推进系统(1)和机载设备，所述座舱空气系统包括座舱(201)、第一涡轮(202)和引气装置(203)，所述座舱(201)和所述第一涡轮(202)的空气出口导通，所述引气装置(203)能够给所述第一涡轮(202)提供空气，所述燃油系统包括燃油泵(301)和燃油调节阀(302)，所述燃油泵(301)的出口与燃油调节阀(302)的入口导通，其特征在于，所述燃油系统中的燃料为碳氢燃料，所述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统还包括冷却剂冷却系统和闭式循环冷却系统；
所述冷却剂冷却系统包括：
冷却剂泵(401)；
冷却剂调节阀(402)，所述冷却剂调节阀(402)的入口与所述冷却剂泵(401)的出口导通；
第一冷却剂冷却器(403)，所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀(402)的入口导通；
第一冷却剂冷却器调节阀(404)，所述第一冷却剂冷却器调节阀(404)的入口与所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂入口导通，所述第一冷却剂冷却器调节阀(404)的出口与所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂出口导通；
第二冷却剂冷却器(405)，所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却剂入口与所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂出口导通，所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却机出口与所述推进系统(1)的入口导通；
第二冷却剂冷却器调节阀(406)，所述第二冷却剂冷却器调节阀(406)的入口与所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却剂入口导通，所述第二冷却剂冷却器调节阀(406)的出口与所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却剂出口导通；
所述闭式循环冷却系统中的流体工质为超临界流体工质，所述闭式循环冷却系统包括：
闭式循环泵(501)；
第一闭式循环冷却器(502)，所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质入口与所述闭式循环泵(501)的出口导通；
第一闭式循环冷却器调节阀(503)，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)的入口与所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质入口导通，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)的出口与所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质出口导通；
第二闭式循环冷却器(504)，所述第二闭式循环冷却器(504)的超临界工质入口与所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质出口导通；
闭式循环涡轮(505)，所述闭式循环涡轮(505)的入口与所述第二闭式循环冷却器(504)的超临界工质出口导通，所述闭式循环泵(501)的动力输出端和所述闭式循环涡轮(505)的动力输入端连接；
闭式循环换热器(506)，所述闭式循环换热器(506)的超临界工质入口与所述闭式循环涡轮(505)的出口导通，所述闭式循环换热器(506)的超临界工质出口与所述闭式循环泵(501)的入口导通；
所述第一冷却剂冷却器(403)的空气入口与所述引气装置(203)的出口导通，所述第一冷却剂冷却器(403)的空气出口与所述第一闭式循环冷却器(502)的空气入口导通，所述第一闭式循环冷却器(502)的空气出口与所述第一涡轮(202)的入口导通；
所述燃油调节阀(302)的出口与所述闭式循环换热器(506)的入口导通，所述闭式循环换热器(506)的出口与所述推进系统(1)的入口导通；
所述机载设备的热空气出口与所述第二冷却剂冷却器(405)的空气入口导通，所述第二冷却剂冷却器(405)的空气出口与所述第二闭式循环冷却器(504)的空气入口导通，所述第二闭式循环冷却器(504)的空气出口与所述记载设备的热空气入口导通；
当飞行器的飞行马赫数在第一预设范围值时，所述冷却剂调节阀(402)关闭，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)和所述燃油调节阀(302)打开，所述冷却剂冷却系统与所述闭式循环冷却系统皆不工作；
当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述冷却剂调节阀(402)与所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)关闭，所述燃油调节阀(302)打开，所述冷却剂冷却系统不工作，所述闭式循环冷却系统工作；
当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)关闭，所述冷却剂调节阀(402)与所述燃油调节阀(302)打开，所述第一冷却剂冷却器调节阀(404)与所述第二冷却剂冷却器调节阀(406)关闭，所述冷却剂冷却系统与所述闭式循环冷却系统皆工作。
2.根据权利要求1所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，其特征在于，所述第一预设范围值为大于0，且小于或等于2.5；
所述第二预设范围值为大于或等于2，且小于或等于4；
所述第三预设范围值为大于或等于3.5，且小于或等于6。
3.根据权利要求1所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，其特征在于，所述燃料为氢、甲烷、烃类、醇类或者航空煤油。
4.根据权利要求1所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，其特征在于，所述超临界工质为超临界氦或者超临界二氧化碳。
5.根据权利要求1-4中任意一项所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，其特征在于，所述冷却剂冷却系统中的冷却剂包括水、液氮、碳氢类化合物和二氧化碳。
6.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-5中任意一项所述的适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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