CN112413100B - 一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法与结构 - Google Patents

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Abstract

目前飞行器趋向于高超声速，长航时发展，飞行器各部件必须耐受高温，舵轴作为飞行器驱动部件，直接与舵面连接，而舵面必须承受严苛的气动加热，舵轴在耐受高温状态下还应保持旋转，并确保传动强度和传动刚度，同时需要最大限度降低舵面对内部结构的热传导。本发明公开了一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，利用飞行器燃油，通过舵轴结构合理设计，采用舵轴外围多孔引流，并在安装面增加多孔材料，形成气液多相区域，增加结构热阻，最终将油液从中间汇流，在实现舵轴冷却、节省冷却油、增加热阻等多方面得到平衡，保证舵轴长时间工作过程中温度稳定，工作可靠。本发明还公开了一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构。

Description

一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法与结构
技术领域
本发明涉及高速飞行器领域，具体涉及一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法与结构。
背景技术
在一类飞行器常规布局中，舵机位于飞行器尾端，直接连接并驱动舵面偏转。随着高超飞行器技术发展，飞行器在稠密大气层高速飞行过程中必然导致严重的气动加热，且因舵面凸起在飞行器表面，导致舵面温升速率急剧增加，可高达15℃/s～20℃/s，在60s内上升1000℃以上，且舵面达到热平衡后，长时间维持在超高温状态。
舵机为机电一体化的精密装备，主要功能为快速准确驱动舵面偏转，针对舵面持续高温，舵机设计主要有以下难点：首先，舵机的舵轴与舵面连接，直接承受舵面热载荷，同时为满足舵面承载和模态频率要求，舵面和舵轴之间需采用刚性连接，高强度的刚性连接导致快速热传导；其次，舵机舵轴与框架采用轴承连接，轴承需要承受舵轴高温环境，金属轴承在高温状态下硬度和强度急剧下降，无法满足舵轴承载要求，因此需要控制舵轴温度稳定在轴承材料的退火温度以下；此外，舵机内有无刷电机、霍尔元件和电位器等电子元件，舵轴温度会通过舵机框架传导至电子元件，高温会导致电子元件失效。
因此需要采用一种可靠的舵轴冷却方法，降低舵轴温升速率和热平衡温度，保证舵机在高温环境条件下长时间可靠工作。
发明内容
针对现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法与结构，采用飞行器燃油作为冷却源，通过油泵从燃油箱抽取常温油液，通过管路流经舵机舵轴，油液在舵轴内汇油腔中汇集，与舵轴充分接触后吸收热量，降低了舵轴温度，燃油最后从回油口流回油箱，如此循环，将舵轴温度稳定在可控范围内。
本发明的构思是：将飞行器常温燃油作为冷却源，充分利用其热容，仅须增加必要的液压管路，对飞行器中舵机的舵轴进行液体冷却，最大限度降低舵轴温度，保证舵机温度可靠工作。为了达到上述发明目的，本发明是通过以下的技术方案实现，一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，包括如下步骤：
步骤一：首先将舵轴通过两个轴承固定在舵机上，舵轴一端连接舵面，另一端与配流盘连接，配流盘与舵轴之间采用两个密封圈进行密封；
步骤二：通过液压系统将油液从配流盘的进油口输入，进入配流盘后通过环槽进入舵轴进油口；
步骤三：油液从舵轴环状分布的进油管进入汇油腔，汇油腔内有多孔垫片，通过选用不同孔径和空隙率的多孔垫片调整系统流阻；
步骤四：油液通过热交换从舵轴吸收热量，实现舵轴冷却，油液温度升高后通过舵轴中心的回油管，再经过配流盘回油口和液压管路回到油箱。
本发明的另一技术方案在于，提供了一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构，包括舵轴、轴承、配流盘、汇油腔、密封圈、进油口、回油口、多孔垫片；所述轴承包括轴承A和轴承B；所述密封圈包括小密封圈和大密封圈；舵轴通过轴承A和轴承B固定在舵机上，配流盘安装两个密封圈与舵轴端面连接配合；小密封圈用以隔离进油区与回油区，大密封圈用以隔离进油区和外部；油液在压力作用下从配流盘的进油口输入，进入配流盘后通过环槽进入舵轴进油口；舵轴的进油口环状分布，油液进入汇油腔，汇油腔内安装多孔垫片，通过调节多孔垫片厚度、孔径和空隙率等调节系统流量，进而调整冷却效率；油液在压力作用下汇集至舵轴中心，通过回油管进入配流盘的回油管路，最后通过回油口流回油箱。
优选的，针对舵轴结构外形特点及热源状态，针对舵轴高温表面进行冷却，采用四周多孔进油，中间回油的技术方案，增加油液与舵轴接触面积，使流经舵轴的液流最大限度吸收热量，将舵轴温度控制在可控范围内。
优选的，采用双层端面密封结构，结合配流盘的轴向进回油路布局，可以保证舵轴360°旋转过程中稳定供油和回油，保证舵轴运动过程不影响舵轴冷却。
优选的，在舵轴汇油腔内安装耐高温多孔材料，垫片在高温作用下，垫片与舵轴高温接触面之间形成微小孔隙，在高温作用下在孔隙内形成气液多相区域。随着冷却液温度升高，冷却液密度、粘度、导热系数下降，比热容升高，传热热阻不断增大，当温度升高至冷却液气化温度后，可以在舵轴多孔垫片与舵轴的接触表面形成气液双相层，因气相热阻远高于液压，大幅提高其热阻，降低外部的热传导，提高冷却效果。
优选的，通过调整汇油腔中多孔垫片的厚度、孔径和空隙率等，调节系统通流特性进而调节系统流量，在满足温控要求前提下节省系统油源。
本发明的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构，与现有技术相比，其优点和有益效果是主要包括以下方面：
1)本发明采用弹上燃油作为冷却源，仅利用其热容，不需消耗燃油，充分利用飞行器上现有资源。
2)本发明舵轴内油路采用四周环状进油布置，增加了油液和舵轴接触面积，可以降低舵轴温度。
3)本发明舵轴与配流盘采用端面连接，零件加工工艺难度低，且通过两个密封圈可以将进油管路、回油管路和外部隔离，同时结合配流盘环形进油口与舵轴连接，中心与舵轴回油口连接，可以实现舵轴全周向旋转过程中可靠液流冷却。
4)本发明在汇流腔内安装耐高温多孔垫片，调节多孔垫片厚度、孔径和空隙率等调节系统流量；当与舵轴接触的冷却液温度升高后，冷却液的密度、粘度、导热系数下降，比热容升高，传热热阻增大；当温度升高至冷却液气化温度后，可以在舵轴与冷却液接触表面形成气液双相层，大幅提高其热阻，降低外部热传导，提高冷却效果。
附图说明
以下将结合附图和实施例对本发明作进一步说明。
图1是本发明实施例的舵轴冷却结构分解示意图；
图2是本发明实施例的舵轴冷却结构剖面图；
图3是本发明实施例的配油盘结构图；
图4是本发明实施例的舵轴冷却结构安装图。
具体实施方式
本发明的步骤一：首先将舵轴通过两个轴承固定在舵机上，舵轴一端连接舵面，另一端与配流盘连接，配流盘与舵轴之间采用两个密封圈进行密封。
步骤二：通过液压系统将油液从配流盘的进油口输入，进入配流盘后通过环槽进入舵轴进油口，进油口环状分布，增加了油液和舵轴的接触面积。
步骤三：油液从舵轴环状分布的进油管进入汇油腔，汇油腔内有多孔垫片，此垫片采用耐高温多孔材料制成，通过选用不同孔径和空隙率的多孔垫片调整系统流阻。如采用较大孔径和孔隙率可以增加燃油流量，增强冷却效果：反之选用较小孔径和孔隙率可以减小燃油流量，节省冷却燃油，降低冷却效果，以此实现冷却性能调节。
步骤四：油液通过热交换从舵轴吸收热量，实现舵轴冷却，油液温度升高后通过舵轴中心的回油管，再经过配流盘回油口和液压管路回到油箱。
如图1所示，本发明一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构，其特征在于，包括舵轴1、轴承A2、配流盘3、汇油腔4、轴承B5、小密封圈6、大密封圈7、进油口8、回油口9、多孔垫片10；
先将舵轴1通过轴承A2和轴承B5固定在舵机上，其中舵轴与轴承B5安装部分靠近舵面。配流盘3安装两个密封圈与舵轴1端面连接配合，小密封圈6用以隔离进油区与回油区，大密封圈7用以隔离进油区和外部。
如图2和图3所示，油液在压力作用下从配流盘3的进油口8输入，进入配流盘3后通过环槽进入舵轴进油口，舵轴1的进油口环状分布，增加了油液和舵轴1的接触面积，油液进入汇油腔4，汇油腔4内安装耐高温多孔垫片10，可以通过调节多孔垫片厚度、孔径和空隙率等调节系统流量，进而调整冷却效率。油液在压力作用下汇集至舵轴1中心，通过回油管进入配流盘3的回油管路，最后通过回油口9流回油箱。当舵面温度急剧升高时，可以在舵轴1与冷却液接触表面形成气液双相层，大幅提高其热阻，降低热传导，提高冷却效果。
如图4所示，本发明结构安装简单紧凑，舵轴1全周向旋转过程中舵轴与配流盘3进回油均相互对应，可以同时满足舵轴1旋转驱动和冷却要求。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (8)

1.一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤一：首先将舵轴通过两个轴承固定在舵机上，舵轴一端连接舵面，另一端与配流盘连接，配流盘与舵轴之间采用两个密封圈进行密封；
步骤二：通过液压系统将油液从配流盘的进油口输入，进入配流盘后通过环槽进入舵轴进油口；
步骤三：油液从舵轴环状分布的进油管进入汇油腔，汇油腔内有多孔垫片，通过选用不同孔径和空隙率的多孔垫片调整系统流阻；
步骤四：油液通过热交换从舵轴吸收热量，实现舵轴冷却，油液温度升高后通过舵轴中心的回油管，再经过配流盘回油口和液压管路回到油箱。
2.如权利要求1所述的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，其特征在于，所述舵轴进油口环状分布，增加了油液和舵轴的接触面积。
3.如权利要求1所述的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，其特征在于，所述垫片采用耐高温多孔材料制成，垫片在高温作用下，垫片与舵轴高温接触面之间形成微小孔隙，在高温作用下在孔隙内形成气液多相区域。
4.如权利要求1所述的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，其特征在于，所述多孔垫片采用大孔径和孔隙率可以增加燃油流量，增强冷却效果。
5.如权利要求1所述的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却方法，其特征在于，所述多孔垫片选用小孔径和孔隙率可以减小燃油流量，节省冷却燃油，降低冷却效果，以此实现冷却性能调节。
6.一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构，其特征在于，包括舵轴、轴承、配流盘、汇油腔、密封圈、进油口、回油口、多孔垫片；所述轴承包括轴承A和轴承B；所述密封圈包括小密封圈和大密封圈；
所述舵轴通过轴承A和轴承B固定在舵机上，配流盘安装两个密封圈与舵轴端面连接配合；
所述小密封圈用以隔离进油区与回油区，大密封圈用以隔离进油区和外部；
油液在压力作用下从配流盘的进油口输入，进入配流盘后通过环槽进入舵轴进油口；
所述舵轴的进油口环状分布，油液进入汇油腔，汇油腔内安装多孔垫片，通过调节多孔垫片厚度、孔径和空隙率调节系统流量，进而调整冷却效率；
所述油液在压力作用下汇集至舵轴中心，通过回油管进入配流盘的回油管路，最后通过回油口流回油箱。
7.如权利要求6所述的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构，其特征在于，所述舵轴与轴承B安装部分靠近舵面。
8.如权利要求6所述的一种长航时高速飞行器的舵轴液流冷却结构，其特征在于，所述多孔垫片采用耐高温材料。
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