CN111114759A - 一种飞行器气动热防护系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器气动热防护系统，涉及超高速飞行器领域。包括飞行器主体、第一输送组件、第二输送组件和驱动组件，第一输送组件包括低压输送件和贮存件，低压输送件用于将贮存件内的冷却介质加压后朝下游输送，第二输送组件包括第一加压件和第二加压件，第一加压件用于对加压后的冷却介质进一步加压后输送至飞行器主体，冷却介质用于吸收飞行器主体外壁的热量并在吸收后气化，第二加压件用于将一部分气化后的冷却介质用来驱动第一加压件，驱动组件用于将另一部分气化后的冷却介质的内能转化为动能以产生推力。本发明提供的飞行器气动热防护系统，可以满足长时间面临气动热环境的气动热防护需求，同时为飞行器提供正推力或姿态控制动力。
Description
技术领域
本发明涉及超高速飞行器领域，具体涉及一种飞行器气动热防护系统。
背景技术
超高速飞行器一般指飞行速度超过5倍音速的飞行器，具有高速度、强机动、高精度、超远程等特点，主要用于打击强时敏性、高价值的战术战役决定性目标。
飞行器以高超声速在大气层中飞行时，其周围的空气会受到强烈的压缩和摩擦作用，大部分动能转化为热能，导致空气温度急剧升高，而且热能迅速向飞行器表面传递，这种由于物体在大气层中高速飞行而产生的加热现象，称为气动加热。研究表明：飞行马赫数Ma≥3时，飞行器头部驻点温度可达400℃，飞行马赫数Ma≥8时，飞行器头部驻点温度可达1800℃，且随着飞行马赫数的增加，气动热加热将越趋严重，头部驻点温度以马赫数平方正比增加。因此，超高速飞行器气动热防护一直是研制超高速飞行器的重大技术关键。
针对超高速飞行器气动热防护问题，目前国内外通常采用被动应对和主动应对两种方式。被动应对的核心思想是充分抵御气动热，根据防热机理不同，可分为热沉(吸热)防热、辐射换热、发汗冷却防热和烧蚀防热。被动应对气动热的方式对于短时间气动热环境恶劣的超高速飞行器是十分有效且廉价的，但是对于长时间面临恶劣气动热环境的超高速飞行器而言会导致消极质量大幅提升，性价比不高。主动应对的核心思想是充分利用气动热，目前可见报道的是将气动热转换为电能，但是对于高超速飞行器而言，对电能需求并不强烈，以热电转换的方式应对气动热并不理想。
发明内容
针对现有技术中存在的缺陷，本发明的目的在于提供一种飞行器气动热防护系统，可以满足长时间面临气动热环境的超高速飞行器的气动热防护需求，同时为飞行器提供正推力或姿态控制动力。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
飞行器主体；
设于所述飞行器主体上游的第一输送组件，所述第一输送组件包括低压输送件和位于所述低压输送件下游的贮存件，所述贮存件内存有呈液体的冷却介质，所述低压输送件用于将所述冷却介质加压后朝下游输送；
第二输送组件，其包括第一加压件和第二加压件，所述第一加压件设于所述贮存件和飞行器主体之间，所述第二加压件设于所述飞行器主体的下游，所述第一加压件用于接收加压后的所述冷却介质并对其进一步加压后输送至所述飞行器主体，所述冷却介质用于吸收所述飞行器主体外壁的热量并在吸收后气化，所述第二加压件用于接收一部分气化后的冷却介质，并将气化后的冷却介质用来驱动所述第一加压件对接收的所述冷却介质加压；
设于所述飞行器主体下游的驱动组件，所述驱动组件用于接收另一部分气化后的所述冷却介质并将所述冷却介质的内能转化为动能以产生推力。
在上述技术方案的基础上，所述飞行器主体包括：
积液仓，其位于所述飞行器主体靠近所述第一加压件的一端并用于接收经所述第一加压件输送的经加压后的所述冷却介质；
集气仓，其位于所述飞行器主体靠近所述第二加压件的一端；
冷区仓，其位于所述积液仓和集气仓之间，所述冷区仓接收经所述积液仓输送的经加压后的所述冷却介质，所述冷却介质用于吸收所述冷区仓外壁的热量后气化并进入至所述集气仓内。
在上述技术方案的基础上，所述冷区仓的侧壁均为夹层结构，且在所述夹层内沿所述冷区仓的长度方向并排间隔设有多根冷却管道，所述冷却管道的两端分别与所述积液仓和集气仓连通。
在上述技术方案的基础上，所述冷却管道呈蛇形分布。
在上述技术方案的基础上，所述第一加压件为增压泵，所述第二加压件为涡轮。
在上述技术方案的基础上，所述冷却介质为氦和氮中的任意一种。
另一方面，本发明还提供了一种飞行器气动热防护系统，其目的在于提供一种飞行器气动热防护系统，可以满足长时间面临气动热环境的超高速飞行器的气动热防护需求，同时为飞行器提供正推力或姿态控制动力。
为达到以上目的，本发明采取的技术方案是：
飞行器主体；
设于所述飞行器主体上游的第三输送组件，所述第三输送组件包括增压输送件和位于所述增压输送件下游的贮存件，所述贮存件内存有呈液体的冷却介质，所述增压输送件用于对呈液体的所述冷却介质加压并输送至所述飞行器主体内，所述冷却介质用于吸收所述飞行器主体外壁的热量并在吸收后气化；
设于所述飞行器主体下游的驱动组件，所述驱动组件用于接收气化后的所述冷却介质并将所述冷却介质的内能转化为动能以产生推力。
在上述技术方案的基础上，所述增压输送件为装有氮气或氦气的高压瓶。
在上述技术方案的基础上，所述飞行器主体包括：
积液仓，其位于所述飞行器主体靠近所述贮存件的一端并用于接收经所述增压输送件，其位于所述飞行器主体靠近所述驱动组件的一端；
冷区仓，其位于所述积液仓和集气仓之间，所述冷区仓接收经所述积液仓输送的经加压后的所述冷却介质，所述冷却介质用于吸收所述冷区仓外壁的热量后气化并进入至所述集气仓内。
在上述技术方案的基础上，所述冷区仓的侧壁均夹层结构，且在所述夹层内沿所述冷区仓的长度方向并排间隔设有多根冷却管道，所述冷却管道的两端分别与所述积液仓和集气仓连通。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
本发明提供的一种飞行器气动热防护系统，通过对呈液态的冷却介质加压使其进入飞行器主体的冷却管道内流通吸热，一方面呈液体的冷却介质在吸收热量后逐渐转变成高温气体，可有效地消耗超高速飞行器产生的气动热，将飞行器外壁的温度降低至材料许可温度范围之内，保证飞行器可以保持长时间的高速飞行。另外，冷却介质在吸收热量气化生成高温气体后，一部分进入驱动组件内，通过驱动组件产生推力为飞行器提供正推力或姿控控制力，另一部分进入第二加压件内，且第二加压件接收后将热能进行转化以用来驱动第一加压件对其接收的冷却介质加压，实现了能量的有效利用，且整体结构简单，可大幅提高超高速飞行器的机动性和战场生存能力。
附图说明
图1为本发明实施例1中的飞行器气动热防护系统的结构示意图；
图2为本发明实施例2中的飞行器气动热防护系统的结构示意图。
图中：1-飞行器主体，10-积液仓，11-集气仓，12-冷区仓，20-低压输送件，21-贮存件，30-第一加压件，31-第二加压件，4-驱动组件，50-增压输送件。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的实施例作进一步详细说明。
实施例1
参见图1所示，本发明实施例提供了一种飞行器气动热防护系统，本系统包括飞行器主体1、设于飞行器主体1上游的第一输送组件、第二输送组件和设于飞行器主体1下游的驱动组件4，其中，第一输送组件包括低压输送件20和位于低压输送件20下游的贮存件21，贮存件21内存有呈液体的冷却介质，低压输送件20用于将冷却介质加压后朝下游输送，第二输送组件包括第一加压件30和第二加压件31，第一加压件30设于贮存件21和飞行器主体1之间，第二加压件31设于飞行器主体1的下游，第一加压件30用于接收加压后的冷却介质并对其进一步加压后输送至飞行器主体1，冷却介质用于吸收飞行器主体1外壁的热量并在吸收后气化，第二加压件31用于接收一部分气化后的冷却介质，并将气化后的冷却介质用来驱动第一加压件30对接收的冷却介质加压，驱动组件4则用于接收另一部分气化后的冷却介质并将所述冷却介质的内能转化为动能以产生推力。
参见图1所示，飞行器主体1具体包括积液仓10、集气仓11和冷区仓12，积液仓10位于飞行器主体1靠近第一加压件30的一端并用于接收经第一加压件30输送的经加压后的冷却介质，集气仓11位于飞行器主体1靠近第二加压件31的一端，冷区仓12位于积液仓10和集气仓11之间，冷区仓12接收经积液仓10输送的经加压后的冷却介质，冷却介质用于吸收冷区仓12外壁的热量后气化并进入至集气仓11内。
具体的，冷区仓12的侧壁均为夹层结构，且在夹层内沿冷区仓12的长度方向并排间隔设有多根冷却管道，冷却管道的两端分别与积液仓10和集气仓11连通。由于冷却管道每一根的直径不大，因此总体容量有限，这里冷却管道呈蛇形分布，以保证冷却管道的长度尽可能长，使尽可能多的冷却介质能进入至冷却管道内，将飞行器外壁的温度降低至材料许可温度范围之内，保证飞行器可以保持长时间的高速飞行。
具体的，第一加压件30为增压泵，第二加压件31为涡轮，从集气仓11出来的高温气体为400K～1300K的氮气或氦气，涡轮在接收到从集气仓11出来的高温气体后，利用高温气体的热能对其进行转化以用来驱动增压泵对其接收的冷却介质实现进一步的加压，增压泵基本实现不需要其他能量供给，充分利用热能实现能量循环利用，且结构简单，连接管道较少，尽可能的减少飞行器的重量。
具体的，冷却介质可以为氦和氮中的任意一种，在管路上还设有流量控制阀和流量计，用于根据飞行器的实际飞行状态来调控。另外，冷区仓12的侧壁采用高温合金材料制成，冷却通道采用3D打印成型技术制成。
本系统中的冷却介质在吸收热量气化生成高温气体后，一部分进入驱动组件4内，驱动组件4包括多个推力器，通过推力器产生推力为飞行器提供正推力或姿控控制力，另一部分进入第二加压件31内，第二加压件31接收后将热能进行转化以用来驱动第一加压件30对其接收的冷却介质加压，实现了能量的有效利用，且整体结构相对简单，可大幅提高超高速飞行器的机动性和战场生存能力。
实施例2
本发明还提供了一种飞行器气动热防护系统，参见图2所示，本系统包括飞行器主体1、设于飞行器主体1上游的第三输送组件和设于飞行器主体1下游的驱动组件4，第三输送组件包括增压输送件50和位于增压输送件50下游的贮存件21，贮存件21内存有呈液体的冷却介质，增压输送件50用于对呈液体的冷却介质加压并输送至飞行器主体1内，冷却介质用于吸收飞行器主体1外壁的热量并在吸收后气化，驱动组件4用于接收气化后的冷却介质并将所述冷却介质的内能转化为动能以产生推力。
具体的，增压输送件50为装有氮气或氦气的高压瓶，其用于对贮存件21内的冷却介质增压。飞行器主体1包括积液仓10、集气仓11和冷区仓12，其中，积液仓10位于飞行器主体1靠近贮存件21的一端并用于接收经增压输送件50加压后的冷却介质，集气仓11位于飞行器主体1靠近驱动组件4的一端，冷区仓12位于积液仓10和集气仓11之间，冷区仓12接收经积液仓10输送的经加压后的冷却介质，冷却介质用于吸收冷区仓12外壁的热量后气化并进入至集气仓11内。冷区仓12的侧壁均夹层结构，且在夹层内沿冷区仓12的长度方向并排间隔设有多根冷却管道，冷却管道的两端分别与积液仓10和集气仓11连通。
本系统通过将装有氮气或氦气的高压瓶直接为贮存件21内的冷却介质增压，首先由于高压瓶内的高压气体压力比贮存件21高很多，可以起到给贮存件21内的冷却介质增压的目的，其次高压瓶内的高压气体本身就可以作为冷却介质来为飞行器主体1降温，结构很简洁，降温效果明显，相比于较为复杂的管路，本系统几乎不会给飞行器增加额外的负重，利于飞形器的高速飞行。
本发明不仅局限于上述最佳实施方式，任何人在本发明的启示下都可得出其他各种形式的产品，但不论在其形状或结构上作任何变化，凡是具有与本发明相同或相近似的技术方案，均在其保护范围之内。
Claims (10)
1.一种飞行器气动热防护系统，其特征在于，其包括：
飞行器主体(1)；
设于所述飞行器主体(1)上游的第一输送组件，所述第一输送组件包括低压输送件(20)和位于所述低压输送件(20)下游的贮存件(21)，所述贮存件(21)内存有呈液体的冷却介质，所述低压输送件(20)用于将所述冷却介质加压后朝下游输送；
第二输送组件，其包括第一加压件(30)和第二加压件(31)，所述第一加压件(30)设于所述贮存件(21)和飞行器主体(1)之间，所述第二加压件(31)设于所述飞行器主体(1)的下游，所述第一加压件(30)用于接收加压后的所述冷却介质并对其进一步加压后输送至所述飞行器主体(1)，所述冷却介质用于吸收所述飞行器主体(1)外壁的热量并在吸收后气化，所述第二加压件(31)用于接收一部分气化后的冷却介质，并将气化后的冷却介质用来驱动所述第一加压件(30)对接收的所述冷却介质加压；
设于所述飞行器主体(1)下游的驱动组件(4)，所述驱动组件(4)用于接收另一部分气化后的所述冷却介质并将所述冷却介质的内能转化为动能以产生推力。
2.如权利要求1所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于，所述飞行器主体(1)包括：
积液仓(10)，其位于所述飞行器主体(1)靠近所述第一加压件(30)的一端并用于接收经所述第一加压件(30)输送的经加压后的所述冷却介质；
集气仓(11)，其位于所述飞行器主体(1)靠近所述第二加压件(31)的一端；
冷区仓(12)，其位于所述积液仓(10)和集气仓(11)之间，所述冷区仓(12)接收经所述积液仓(10)输送的经加压后的所述冷却介质，所述冷却介质用于吸收所述冷区仓(12)外壁的热量后气化并进入至所述集气仓(11)内。
3.如权利要求2所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述冷区仓(12)的侧壁均为夹层结构，且在所述夹层内沿所述冷区仓(12)的长度方向并排间隔设有多根冷却管道，所述冷却管道的两端分别与所述积液仓(10)和集气仓(11)连通。
4.如权利要求3所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述冷却管道呈蛇形分布。
5.如权利要求1所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述第一加压件(30)为增压泵，所述第二加压件(31)为涡轮。
6.如权利要求1所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述冷却介质为氦和氮中的任意一种。
7.一种飞行器气动热防护系统，其特征在于，其包括：
飞行器主体(1)；
设于所述飞行器主体(1)上游的第三输送组件，所述第三输送组件包括增压输送件(50)和位于所述增压输送件(50)下游的贮存件(21)，所述贮存件(21)内存有呈液体的冷却介质，所述增压输送件(50)用于对呈液体的所述冷却介质加压并输送至所述飞行器主体(1)内，所述冷却介质用于吸收所述飞行器主体(1)外壁的热量并在吸收后气化；
设于所述飞行器主体(1)下游的驱动组件(4)，所述驱动组件(4)用于接收气化后的所述冷却介质并将所述冷却介质的内能转化为动能以产生推力。
8.如权利要求7所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述增压输送件(50)为装有氮气或氦气的高压瓶。
9.如权利要求7所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述飞行器主体(1)包括：
积液仓(10)，其位于所述飞行器主体(1)靠近所述贮存件(21)的一端并用于接收经所述增压输送件(50)加压后的所述冷却介质；
集气仓(11)，其位于所述飞行器主体(1)靠近所述驱动组件(4)的一端；
冷区仓(12)，其位于所述积液仓(10)和集气仓(11)之间，所述冷区仓(12)接收经所述积液仓(10)输送的经加压后的所述冷却介质，所述冷却介质用于吸收所述冷区仓(12)外壁的热量后气化并进入至所述集气仓(11)内。
10.如权利要求9所述的一种飞行器气动热防护系统，其特征在于：所述冷区仓(12)的侧壁均夹层结构，且在所述夹层内沿所述冷区仓(12)的长度方向并排间隔设有多根冷却管道，所述冷却管道的两端分别与所述积液仓(10)和集气仓(11)连通。
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