CN109774981A - 一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，包括：支板外壳、多个第一导热支撑肋、多个第二导热支撑肋、钢基多孔组件、电解池组件、气流回路、冷却水流回路以及储水箱；支板外壳接收高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个第一导热支撑肋将热量传递给钢基多孔组件；储水池内的液态水通过冷却水流回路传输给钢基多孔组件，利用钢基多孔组件内的一部分能量将液态水变成水蒸气，水蒸气通过气流回路传输至电解池组件；钢基多孔组件还将剩余的能量通过多个第二导热支撑肋传递给电解池组件；电解池组件利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至副燃烧室进行燃烧，以实现加强了高超飞行器辅助火箭的热防护。

Description

一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别是涉及一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统。

背景技术

随着航空航天技术的飞速发展，近年来高超声速飞行器的研制越来越受到各国和企业的重视。为了满足对高超声速飞行器飞行速度，飞行空间范围以及推力调节范围等参数越来越高的要求，具备空、临天宽域工作能力；综合比冲高，推力调节范围大，结构紧凑轻质的新一代组合式吸气飞行动力已经成为了各国争相研制的热点。其中TRRE涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机极具有代表性，TRRE动力系统结构紧凑，可以在不同飞行速度下切换模式，使得飞行器得以在极宽的飞行速度范围内工作。在高马赫数下飞行时，TRRE动力系统由下方的冲压发动机-辅助火箭联合提供动力。其中，辅助火箭由于布置在冲压发动机燃烧室内部，在高马赫数下飞行时，冲压发动机产生的高温高速燃气将直接作用于辅助火箭及联接辅助火箭与飞行器主体的联接支板表面，造成严重的热负荷。同时，为满足推力要求，辅助火箭燃烧室功率极高，其燃烧室壁面须承受极高的热流密度。TRRE巡航工况下，辅助火箭表面热流密度高达1MW/m2量级，燃烧室壁面热流密度则为10MW/m2量级。这样严重的热负荷为辅助火箭的热防护带来了难题。

当前，对于高超飞行器及其部件的热防护方式随着马赫数的增高一般逐渐从被动防护变为再生冷却、气膜冷却、冲击冷却乃至发汗冷却，但上述方案对于辅助火箭面临的极端严苛工况而言并不完全有效。具体而言，针对辅助火箭高温部件进行的热防护主要是通过吸热型碳氢燃料的再生冷却辅以冲击冷却、发汗冷却进行。但高温下吸热型碳氢燃料热裂解将引发结焦积碳等问题，这将严重影响再生冷却的性能。并且，为了进行冲击、发汗冷却而携带的冷却剂工质，对飞行器而言是额外的质量负担，在长时间高马赫数飞行时，飞行器将不得不额外携带大量的冷却剂，这又将进一步恶化负荷问题。

此外，由于辅助火箭使用火箭油为还原剂，过氧化氢作为氧化剂，这就要求位于联接支板内的过氧化氢输送流道温度必须低于过氧化氢分解温度400K。考虑到辅助火箭承受的热负荷，这显然陡然提升了热防护难度。

发明内容

本发明的目的是提供一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，以实现加强高超飞行器辅助火箭的热防护，降低了热防护难度。

为实现上述目的，本发明提供了一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，所述系统包括：

支板外壳、多个第一导热支撑肋、多个第二导热支撑肋、钢基多孔组件、电解池组件、气流回路、冷却水流回路以及储水箱；所述储水箱通过所述冷却水流回路与所述钢基多孔组件连通，所述钢基多孔组件通过所述气流回路与所述电解池组件连通，所述钢基多孔组件通过多个所述第二导热支撑肋与所述电解池组件连接，所述支板外壳通过带有多个所述第一导热支撑肋的所述气流回路与所述钢基多孔组件连接；

所述支板外壳接收所述高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个所述第一导热支撑肋将热量传递给所述钢基多孔组件；所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路传输给所述钢基多孔组件，利用所述钢基多孔组件内的一部分能量将液态水变成水蒸气，所述水蒸气通过所述气流回路传输至所述电解池组件；所述钢基多孔组件还将剩余的能量通过多个所述第二导热支撑肋传递给所述电解池组件；所述电解池组件利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

可选的，所述系统还包括：

氢气流路，分别与所述电解池组件、所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室相连，用于将所述电解池组件产生的氢气传输至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧；

氧气流路，分别与所述电解池组件、所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室相连，用于将所述电解池组件产生的氧气传输至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

可选的，所述系统还包括：

第一液压泵，用于将所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路传输给所述钢基多孔组件；

第二液压泵，用于将所述水蒸气通过所述气流回路传输至所述电解池组件。

可选的，所述电解池组件包括至少一个电解池单元，各所述电解池单元包括：阴极、阳极和电解质；所述阴极分别与所述氢气流路、所述气流回路连通，所述阳极与所述氧气流路流通。

可选的，所述电解池单元还包括：电源，分别与所述阴极、所述阳极连接，用于提供电解所需的电能。

可选的，所述钢基多孔组件由钢基多孔材料制成。

可选的，所述第一导热支撑肋由耐高温导热材料制成。

可选的，所述第二导热支撑肋由耐高温导热材料制成。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：

本发明公开一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，所述系统包括：支板外壳、多个第一导热支撑肋、多个第二导热支撑肋、钢基多孔组件、电解池组件、气流回路、冷却水流回路以及储水箱；所述支板外壳接收所述高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个所述第一导热支撑肋将热量传递给所述钢基多孔组件；所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路传输给所述钢基多孔组件，利用所述钢基多孔组件内的一部分能量将液态水变成水蒸气，所述水蒸气通过所述气流回路传输至所述电解池组件；所述钢基多孔组件还将剩余的能量通过多个所述第二导热支撑肋传递给所述电解池组件；所述电解池组件利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧，以实现加强了高超飞行器辅助火箭的热防护，降低了热防护难度。

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为本发明实施例高超飞行器辅助火箭的热防护系统结构图；

其中，1、支板外壳，2、第一导热支撑肋，3、第二导热支撑肋，4、钢基多孔组件，5、电解池组件，6、气流回路，7、冷却水流回路，8、储水箱，9、氢气流路，10、氧气流路。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

本发明的目的是提供一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，以实现加强高超飞行器辅助火箭的热防护，降低了热防护难度。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明实施例高超飞行器辅助火箭的热防护系统结构图，如图1所示，本发明提供了一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，所述系统包括：

支板外壳1、多个第一导热支撑肋2、多个第二导热支撑肋3、钢基多孔组件4、电解池组件5、气流回路6、冷却水流回路7以及储水箱8；所述储水箱8通过所述冷却水流回路7与所述钢基多孔组件4连通，所述钢基多孔组件4通过所述气流回路6与所述电解池组件5连通，所述钢基多孔组件4通过多个所述第二导热支撑肋3与所述电解池组件5连接，所述支板外壳1通过带有多个所述第一导热支撑肋2的所述气流回路6与所述钢基多孔组件4连接；

所述支板外壳1接收所述高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个所述第一导热支撑肋2将热量传递给所述钢基多孔组件4；所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路7传输给所述钢基多孔组件4，利用所述钢基多孔组件4内的一部分能量将液态水变成高温水蒸气(1000-1400K)，所述水蒸气通过所述气流回路6传输至所述电解池组件5；所述钢基多孔组件4还将剩余的能量通过多个所述第二导热支撑肋3传递给所述电解池组件5；所述电解池组件5利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

作为一种实施方式，本发明所述系统还包括：

氢气流路9，分别与所述电解池组件5、所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室相连，用于将所述电解池组件5产生的氢气传输至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧；

氧气流路10，分别与所述电解池组件5、所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室相连，用于将所述电解池组件5产生的氧气传输至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

作为一种实施方式，本发明所述系统还包括：

第一液压泵，用于将所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路7传输给所述钢基多孔组件4；

第二液压泵，用于将所述水蒸气通过所述气流回路6传输至所述电解池组件5。

作为一种实施方式，本发明所述电解池组件5包括至少一个电解池单元，各所述电解池单元包括：阴极、阳极、电解质和电源；所述阴极分别与所述氢气流路9、所述气流回路6连通，所述阳极与所述氧气流路10流通，所述电源分别与所述阴极、所述阳极连接，所述电源用于提供电解所需的电能。所述由飞行器内部的热回收发电产生，废热的来源辅助火箭的高温部件，如冲压发动机燃烧室和涡轮发动机燃烧室壁面等均可以作为高温热源进行发电。具体的，水蒸气在阴极中得到电子变为氢气和氧负离子，氢气离开阴极后进入氢气流路9内，氧负离子穿过电解质进入阳极并失去电子变为氧气，之后氧气进入到氧气流路10中，氢气流路9将氢气输送到高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧，氧气流路10将氧气输送到高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

作为一种实施方式，本发明所述钢基多孔组件4由钢基多孔材料制成，液体水在该钢基多孔组件4中发生强烈的对流换热。

作为一种实施方式，本发明所述第一导热支撑肋2由耐高温导热材料制成，用于增强支板外壳1与钢基多孔组件4之间的导热，以强化对支板外壳1的冷却，所述第二导热支撑肋3由耐高温导热材料制成，用于增强钢基多孔组件4和电解池组件5之间的导热，并为电解池组件5内的高温水蒸气电解反应提供热源，同时还加强各组件之间主体之间的联接，增强系统整体结构强度。

本发明由于采用以上技术方案，获得了以下优点：

1.用电解水蒸气产生的氢气和氧气作为辅助火箭燃料，替代了原有的火箭油-过氧化氢燃料，解除了过氧化氢的分解及爆炸危险，消除了为避免过氧化氢分解造成的热防护困难。

2.充分利用了所述高超飞行器主燃烧室释放的热量，将其有效转化为了燃料能量，为飞行器提供了动力。

3.由于氢气的能量质量密度高，氢气-氧气燃料重量小于具有相同能量的火箭油-过氧化氢燃料重量，因此可以显著减少飞行器携带的燃料总重。

4.由于氢气作为燃料具有比碳氢燃料更为优异的性质，进一步提升了动力系统的性能。

5.由于水在液态下作为高效冷却工质，在吸热相变为高温水蒸气并被电解后转化为燃料，这实现了冷却工质与飞行器燃料的统一。使得携带冷却介质造成的重量负荷转化为了增大燃料携带量带来的有益增益。

6.电解及时消耗了飞行器内部的过剩电能，有效避免了由于携带储能设备带来的飞行器重量额外负荷。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。

Claims (8)

1.一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述系统包括：

支板外壳、多个第一导热支撑肋、多个第二导热支撑肋、钢基多孔组件、电解池组件、气流回路、冷却水流回路以及储水箱；所述储水箱通过所述冷却水流回路与所述钢基多孔组件连通，所述钢基多孔组件通过所述气流回路与所述电解池组件连通，所述钢基多孔组件通过多个所述第二导热支撑肋与所述电解池组件连接，所述支板外壳通过带有多个所述第一导热支撑肋的所述气流回路与所述钢基多孔组件连接；

所述支板外壳接收所述高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个所述第一导热支撑肋将热量传递给所述钢基多孔组件；所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路传输给所述钢基多孔组件，利用所述钢基多孔组件内的一部分能量将液态水变成水蒸气，所述水蒸气通过所述气流回路传输至所述电解池组件；所述钢基多孔组件还将剩余的能量通过多个所述第二导热支撑肋传递给所述电解池组件；所述电解池组件利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

2.根据权利要求1所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述系统还包括：

氢气流路，分别与所述电解池组件、所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室相连，用于将所述电解池组件产生的氢气传输至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧；

氧气流路，分别与所述电解池组件、所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室相连，用于将所述电解池组件产生的氧气传输至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。

3.根据权利要求1所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述系统还包括：

第一液压泵，用于将所述储水池内的液态水通过所述冷却水流回路传输给所述钢基多孔组件；

第二液压泵，用于将所述水蒸气通过所述气流回路传输至所述电解池组件。

4.根据权利要求2所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述电解池组件包括至少一个电解池单元，各所述电解池单元包括：阴极、阳极和电解质；所述阴极分别与所述氢气流路、所述气流回路连通，所述阳极与所述氧气流路流通。

5.根据权利要求4所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述电解池单元还包括：电源，分别与所述阴极、所述阳极连接，用于提供电解所需的电能。

6.根据权利要求1所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述钢基多孔组件由钢基多孔材料制成。

7.根据权利要求1所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述第一导热支撑肋由耐高温导热材料制成。

8.根据权利要求1所述的一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，其特征在于，所述第二导热支撑肋由耐高温导热材料制成。