CN109795684B - 一种飞行器高温热防护及热利用系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种飞行器高温热防护及热利用系统，通过氧气产生子系统吸收热量产生氧气，为燃料系统提供更多的助燃物，并且实现吹扫气体的循环，减少吹扫气体的携带量，通过氢气产生子系统使冷却水循环以降低飞行器的温度，并利用冷却水在循环过程中产生的氢气为燃料系统提供更多的燃料。本申请的冷却水循环降低了飞行器高温热部件的温度，提高了飞行器的安全性能；冷却水经过转化为飞行器提供了更多的燃料和助燃物，提高了飞行器的飞行时间，提升了飞行器的飞行速度；吹扫气体和冷却水的循环降低了吹扫气体和冷却水的携带量，减轻飞行器的负担，进一步可以提高了飞行器的飞行时间，提升了飞行器的飞行速度。
Description
技术领域
本发明涉及热防护技术领域，特别是涉及一种飞行器高温热防护及热利用系统。
背景技术
高超声速飞行器的一些部位如前缘头冒、机翼前缘、发动机进气口、发动机壁面、整流罩前缘等在高超声速飞行中承受剧烈的气动加热，温度可达上千摄氏度，现有的材料与冷却技术已无法满足恶劣的工作环境，而高超声速飞行器的飞行速度和飞行时间还在进一步提高。由于飞行马赫数的提高，被动冷却技术和半被动冷却技术已无法满足高超声速飞行器热防护需求，通常采用再生冷却、气膜冷却和发汗冷却等主动热防护技术。这些技术可以满足发动机和机身大部分面积的冷却需求，但是对于上述承受剧烈气动加热的超高温部件难以有效地冷却。
另外，气动加热产生的高温热能是一种品位较高的能量来源，传统主动冷却方式中只有再生冷却可以利用这部分能量，但是再生冷却仅仅利用显热热沉，会增大所需燃料携带量，从而使得飞行器重量增加，不利于高速域、长时间飞行。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器高温热防护及热利用系统，不仅冷却了飞行器的高温热部件，而且实现飞行速度提升和飞行时间的延长。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
一种飞行器高温热防护及热利用系统，所述系统包括：氧气产生子系统和氢气产生子系统，所述氧气产生子系统用于向燃料系统提供氧气，所述氢气产生子系统用于向所述燃料系统提供氢气；
所述氧气产生子系统包括：吹扫气体单元、热化学反应单元和第一流体分离单元；所述热化学反应单元的氧载体被还原产生所述氧气，所述吹扫气体单元向所述热化学反应单元输送所述吹扫气体，用于降低所述氧气的分压，使氧气不断产生，所述热化学反应单元输出的所述氧气和所述吹扫气体经所述第一流体分离单元分离，分离后的所述氧气输送至所述燃料系统，分离后的所述吹扫气体输送至所述吹扫气体单元，用于所述吹扫气体的循环；
所述氢气产生子系统包括：储水单元、所述热化学反应单元和第二流体分离单元；所述储水单元向所述热化学反应单元输送冷却水，用于降低所述飞行器的温度，所述冷却水在所述热化学反应单元中吸收热量形成水蒸气，所述氧载体吸附所述水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生所述氢气，所述热化学反应单元输出的所述氢气和所述水蒸气经所述第二流体分离单元分离，分离后的所述氢气作为燃料输送至所述燃料系统，分离后的所述水蒸气传输至所述储水单元，用于所述冷却水的循环。
可选的，所述吹扫气体单元包括高压气瓶和减压阀，所述高压气瓶用于向所述热化学反应单元提供所述吹扫气体，所述减压阀设置于所述高压气瓶的出口，用于调节所述吹扫气体的压力，进而控制所述高压气瓶向所述热化学反应单元提供的所述吹扫气体的流量。
可选的，所述热化学反应单元包括回热器和等温热化学循环反应器，所述回热器用于对所储水单元提供的所述冷却水预热，再将所述冷却水传输至所述等温热化学循环反应器，所述冷却水在所述等温热化学循环反应器中吸收热量形成水蒸气，所述氧载体吸附所述水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生所述氢气，所述等温热化学循环反应器中的所述氧载体由于所述吹扫气体降低氧气分压的作用不断被还原产生所述氧气。
可选的，所述储水单元包括储水罐和水泵，所述储水罐用于储存所述飞行器携带的所述冷却水，储水罐还用于回收所述第二流体分离器分离的所述水蒸气，所述水泵设置于所述储水罐的出口，用于向所述热化学反应单元泵入所述冷却水。
可选的，所述第一流体分离单元包括第一流体分离器，所述第一流体分离器的氧气出口与所述燃料系统连接，用于提供氧气，所述第一流体分离器的吹扫气体出口与所述吹扫气体单元连接，用于循环所述吹扫气体。
可选的，所述第二流体分离单元包括第二流体分离器，所述第二流体分离器的氢气出口与所述燃料系统连接，用于向所述燃料系统提供氢气，增加燃料，所述第二流体分离器的冷却水出口与所述储水单元连接，用于循环所述冷却水。
可选的，所述系统还包括多个阀门，用于控制所述氧气产生子系统和所述氢气产生子系统的循环。
可选的，所述吹扫气体单元与所述热化学反应单元之间设置第一阀门，所述热化学反应单元与所述第一流体分离单元之间设置第二阀门，控制所述第一阀门和第二阀门打开使所述氧气产生子系统实现循环。
可选的，所述储水单元与所述热化学反应单元之间设置第三阀门，所述热化学反应单元之间与所述第二流体分离单元之间设置第四阀门，控制所述第三阀门和第四阀门打开使所述氢气产生子系统实现循环。
可选的，所述氧载体为多孔结构，用于提高氧的吸收量。
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：本发明通过氧气产生子系统吸收热量产生氧气，为燃料系统提供更多的助燃物，并且实现吹扫气体的循环，减少吹扫气体的携带量，通过氢气产生子系统使冷却水循环以降低飞行器的温度，并利用冷却水在循环过程中产生的氢气为燃料系统提供更多的燃料。本申请的冷却水循环降低了飞行器高温热部件的温度，提高了飞行器的安全性能；冷却水经过转化为飞行器提供了更多的燃料和助燃物，提高了飞行器的飞行时间，提升了飞行器的飞行速度；吹扫气体和冷却水的循环降低了吹扫气体和冷却水的携带量，减轻飞行器的负担，进一步可以提高了飞行器的飞行时间，提升了飞行器的飞行速度。
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为本发明实施例提供的飞行器高温热防护及热利用系统的连接图。
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飞行器高温热防护及热利用系统，不仅能够冷却飞行器的高温热部件，还能够利用高温热能为飞行器提供更多的燃料，实现飞行速度提升和飞行时间的延长。
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。
实施例
如图1所述，一种飞行器高温热防护及热利用系统包括：氧气产生子系统和氢气产生子系统，氧气产生子系统用于向燃料系统提供氧气，氢气产生子系统用于向燃料系统提供氢气；
氧气产生子系统包括：吹扫气体单元、热化学反应单元和第一流体分离单元；热化学反应单元的氧载体被还原产生氧气，吹扫气体单元向热化学反应单元输送吹扫气体，用于降低氧气的分压，使氧气不断产生，热化学反应单元输出的氧气和吹扫气体经第一流体分离单元分离，分离后的氧气输送至燃料系统，分离后的吹扫气体输送至吹扫气体单元，用于吹扫气体的循环；
氢气产生子系统包括：储水单元、热化学反应单元和第二流体分离单元；储水单元向热化学反应单元输送冷却水，用于降低飞行器的温度，冷却水在热化学反应单元中吸收热量形成水蒸气，氧载体吸附水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生氢气，热化学反应单元输出的氢气和水蒸气经第二流体分离单元分离，分离后的氢气作为燃料输送至燃料系统，分离后的水蒸气传输至储水单元，用于冷却水的循环。
氢气产生子系统为飞行器提供了更多的燃料，氧气产生子系统为飞行器提供了更多的助燃物，有利于燃料的充分燃烧，提高燃料的利用率，提高发动机的续航时间，提升了飞行速度；并且氢气产生子系统和氧气产生子系统在循环过程中，不经冷却水可以降低飞行器的温度，氢气和氧气产生的过程也利用了大量的热量，既有效地冷却了飞行器高温热部件，又减少了冷却工质的用量，进而降低飞行器的重量，提升飞行器执行任务的能力。
吹扫气体单元包括高压气瓶1和减压阀2，高压气瓶1用于向热化学反应单元提供吹扫气体，减压阀2设置于高压气瓶1的出口，用于调节吹扫气体的压力，进而控制高压气瓶1向热化学反应单元提供的吹扫气体的流量。
吹扫气体用于携带氧气及时从等温热化学循环反应器8中流出，使氧载体被还原释放氧气的反应向有利于氧气产生的方向发生，有利于产生更多的氧气，进而为飞行器提供更多的助燃物。
吹扫气体可以是氩气、氮气或其他化学性质稳定的气体。
热化学反应单元包括回热器7和等温热化学循环反应器8，回热器7用于对所储水单元提供的冷却水预热，再将冷却水传输至等温热化学循环反应器8，冷却水在等温热化学循环反应器8中吸收热量形成水蒸气，氧载体吸附水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生氢气，等温热化学循环反应器8中的氧载体由于吹扫气体降低氧气分压的作用不断被还原产生氧气。
回热器7可以根据飞行器表面的集热参数、冷却水的物性及冷却温度设定多个，以回收循环反应中的热量，提高热量利用率，同时也能充分预热流体。
等温热化学循环反应器8中的氧载体为多孔结构，增大反应接触面积，用于提高氧的吸收量。
氧载体可以是氧化铈，但不限于氧化铈，也可以是其他具有氧载体属性的物质。
储水单元包括储水罐3和水泵，储水罐3用于储存飞行器携带的冷却水，储水罐3还用于回收第二流体分离器12分离的水蒸气，水泵设置于储水罐3的出口，用于向热化学反应单元泵入冷却水。
储水罐3可以为柔性材质。
储水罐3中的冷却水不仅能够实现冷却作用，而且冷却水循环返回至储水罐3，减少了冷却水的携带量，进而降低飞行器的重量，提升飞行器执行任务的能力。
第一流体分离单元包括第一流体分离器11，第一流体分离器11的氧气出口与燃料系统连接，用于提供氧气，第一流体分离器11的吹扫气体出口与吹扫气体单元连接，用于循环吹扫气体。
第二流体分离单元包括第二流体分离器12，第二流体分离器12的氢气出口与燃料系统连接，用于向燃料系统提供氢气，增加燃料，第二流体分离器12的冷却水出口与储水单元连接，用于循环冷却水。
流体分离器实现气体的分离，使冷却水循环返回至储水罐3中，使吹扫气体循环返回至吹扫气体单元中，提高冷却水和吹扫气体的利用率，并且使分离出来的氧气和氢气纯度高，有利于提升燃料系统的工作效率。
飞行器高温热防护及热利用系统还包括多个阀门，用于控制氧气产生子系统和氢气产生子系统的循环，实现氧气产生子系统和氢气产生子系统的切换。
吹扫气体单元与热化学反应单元之间设置第一阀门5，热化学反应单元与第一流体分离单元之间设置第二阀门9，控制第一阀门5和第二阀门9打开使氧气产生子系统实现循环。
储水单元与热化学反应单元之间设置第三阀门10，热化学反应单元之间与第二流体分离单元之间设置第四阀门6，控制第三阀门10和第四阀门6打开使氢气产生子系统实现循环。
利用水的汽化和热化学循环分解，将水和等温热化学循环反应器从高温热源吸收的热量间接且安全地转化为水的潜热和燃料的化学能，不仅可以有效地冷却飞行器的高温热部件，减少冷却工质用量，进而降低飞行器的重量，提升飞行器执行飞行任务的灵活度，而且能为燃料系统提供额外的燃料，提升发动机的续航时间，提高了系统的适用性和实用性。
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 (9)
1.一种飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述系统包括：氧气产生子系统和氢气产生子系统，所述氧气产生子系统用于向燃料系统提供氧气，所述氢气产生子系统用于向所述燃料系统提供氢气；
所述氧气产生子系统包括：吹扫气体单元、热化学反应单元和第一流体分离单元；所述热化学反应单元的氧载体被还原产生所述氧气，所述吹扫气体单元向所述热化学反应单元输送所述吹扫气体，用于降低所述氧气的分压，使氧气不断产生，所述热化学反应单元输出的所述氧气和所述吹扫气体经所述第一流体分离单元分离，分离后的所述氧气输送至所述燃料系统，分离后的所述吹扫气体输送至所述吹扫气体单元，用于所述吹扫气体的循环；
所述氢气产生子系统包括：储水单元、所述热化学反应单元和第二流体分离单元；所述储水单元向所述热化学反应单元输送冷却水，用于降低所述飞行器的温度，所述冷却水在所述热化学反应单元中吸收热量形成水蒸气，所述氧载体吸附所述水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生所述氢气，所述热化学反应单元输出的所述氢气和所述水蒸气经所述第二流体分离单元分离，分离后的所述氢气作为燃料输送至所述燃料系统，分离后的所述水蒸气传输至所述储水单元，用于所述冷却水的循环；
所述热化学反应单元包括回热器和等温热化学循环反应器，所述回热器用于对所述储水单元提供的所述冷却水预热，再将所述冷却水传输至所述等温热化学循环反应器，所述冷却水在所述等温热化学循环反应器中吸收热量形成水蒸气，所述氧载体吸附所述水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生所述氢气，所述等温热化学循环反应器中的所述氧载体由于所述吹扫气体降低氧气分压的作用不断被还原产生所述氧气。
2.根据权利要求1所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述吹扫气体单元包括高压气瓶和减压阀，所述高压气瓶用于向所述热化学反应单元提供所述吹扫气体，所述减压阀设置于所述高压气瓶的出口，用于调节所述吹扫气体的压力，进而控制所述高压气瓶向所述热化学反应单元提供的所述吹扫气体的流量。
3.根据权利要求1所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述储水单元包括储水罐和水泵，所述储水罐用于储存所述飞行器携带的所述冷却水，储水罐还用于回收第二流体分离器分离的所述水蒸气，所述水泵设置于所述储水罐的出口，用于向所述热化学反应单元泵入所述冷却水。
4.根据权利要求1所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述第一流体分离单元包括第一流体分离器，所述第一流体分离器的氧气出口与所述燃料系统连接，用于提供氧气，所述第一流体分离器的吹扫气体出口与所述吹扫气体单元连接，用于循环所述吹扫气体。
5.根据权利要求1所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述第二流体分离单元包括第二流体分离器，所述第二流体分离器的氢气出口与所述燃料系统连接，用于向所述燃料系统提供氢气，增加燃料，所述第二流体分离器的冷却水出口与所述储水单元连接，用于循环所述冷却水。
6.根据权利要求1所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述系统还包括多个阀门，用于控制所述氧气产生子系统和所述氢气产生子系统的循环。
7.根据权利要求6所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述吹扫气体单元与所述热化学反应单元之间设置第一阀门，所述热化学反应单元与所述第一流体分离单元之间设置第二阀门，控制所述第一阀门和第二阀门打开使所述氧气产生子系统实现循环。
8.根据权利要求6所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述储水单元与所述热化学反应单元之间设置第三阀门，所述热化学反应单元之间与所述第二流体分离单元之间设置第四阀门，控制所述第三阀门和第四阀门打开使所述氢气产生子系统实现循环。
9.根据权利要求1所述的飞行器高温热防护及热利用系统，其特征在于，所述氧载体为多孔结构，用于提高氧的吸收量。
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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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