CN116483136A - 一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明实施例公开了一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器，包括：获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量；基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；根据所获得的制冷介质流速对飞行器舱体内部温度进行调控。通过设计柔性制冷组件与制冷设备配合使用，相比传统制冷措施，更能适用飞行器舱体内部的异形结构，方便设置于飞行器舱体内的各个部位，且柔性制冷组件所采用的柔性主体能够适应恶劣的飞行环境，起到良好的防热效果。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器优化设计领域。更具体地，涉及一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器。
背景技术
飞行器高速飞行的过程中通常会产生比较严重的气动加热和设备发热以使飞行器舱体内部温度升高。由于固体燃料飞行器加速快过载大，飞行过程中气动加热比液体燃料飞行器严重的多，致使一些固体燃料飞行器的舱体结构外表面或者内表面不得不使用耐热性能好的复合材料或者涂覆防热层，但是随着飞行器所经历的热环境不断恶化，传统的方法已经不足以满足防热要求，无法在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体内的温度环境。
发明内容
鉴于上述问题，本发明的一个目的在于提供一种能够调节飞行器舱体内部温度使其能够适应恶劣飞行环境的温度控制系统。
本发明的另一个目的在于提供一种包括上述温度控制系统的柔性制冷飞行器。
本发明的又一个目的在于提供一种利用上述温度控制系统调节飞行器舱体内部温度的温度控制方法。
为达到上述目的，本发明采用以下技术方案：
根据本发明的一个方面，提供一种温度控制方法，包括：
获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；
计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量；
基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；
根据所获得的制冷介质流速对飞行器舱体内部温度进行调控。
此外，优选的方案是，所述获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值，包括：
获取飞行器天线安装位置及飞行器仪器舱段内部的实时温度值。
根据本发明的另一个方面，提供一种温度控制系统，包括：
温度值获取模块，用于获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；
散热确定模块，用于计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量，并基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；
温度调节模块，用于通过制冷介质的流动调节飞行器舱体内部的温度；
控制模块，用于根据所述散热确定模块计算得出的制冷介质流速对温度调节模块进行控制。
此外，优选的方案是，所述温度值获取模块包括多个传感器，多个所述传感器分别配置于所述飞行器舱体内飞行器天线的安装位置及飞行器仪器舱段，用于获取所述飞行器舱体内部预设位置的实时温度值。
此外，优选的方案是，所述温度调节模块包括制冷设备和与所述制冷设备连通的柔性制冷组件；
所述制冷设备内包括制冷介质，所述制冷介质能够循环流动于所述柔性制冷组件，以对飞行器舱体内的温度进行调控。
此外，优选的方案是，所述柔性制冷组件包括柔性主体以及内置于所述柔性主体内的冷却回路；
所述冷却回路与所述制冷设备连通，所述制冷介质能够在所述冷却回路内流通。
此外，优选的方案是，所述柔性主体包括硅胶、氧化锆和石墨烯。
此外，优选的方案是，所述柔性制冷组件铺设于所述飞行器舱体的内壁。
此外，优选的方案是，所述温度值获取模块设置于所述柔性主体内部。
根据本发明的又一个方面，提供一种柔性制冷飞行器，包括飞行器舱体以及上述温度控制系统。
本发明的有益效果如下：
针对现有技术中存在的技术问题，本申请实施例提供一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器，通过设计柔性制冷组件与制冷设备配合使用，相比传统制冷措施，更能适用飞行器舱体内部的异形结构，方便设置于飞行器舱体内的各个部位，且柔性制冷组件所采用的柔性主体能够适应恶劣的飞行环境，起到良好的防热效果。通过温度控制系统能够计算得出最优的制冷介质流速，高效方便的调节飞行器舱体内部的温度，实现在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体内最佳环境的目的。
附图说明
下面结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明。
图1示出本发明实施例所提供的柔性制冷飞行器的结构示意图。
图2示出本发明实施例所提供的温度控制系统的结构示意图。
图3示出本发明实施例所提供的温度控制方法的流程示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
在本发明的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。
在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。
飞行器高速飞行的过程中通常会产生比较严重的气动加热和设备发热以使飞行器舱体内部温度升高。由于固体燃料飞行器加速快过载大，飞行过程中气动加热比液体燃料飞行器严重的多，致使一些固体燃料飞行器的舱体结构外表面或者内表面不得不使用耐热性能好的复合材料或者涂覆防热层，但是随着飞行器所经历的热环境不断恶化，传统的方法已经不足以满足防热要求，无法在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体内的温度环境。
本发明实施例提供一种柔性制冷飞行器，结合图1所示，所述柔性制冷飞行器包括飞行器舱体1和设置于飞行器舱体1内的温度控制系统2。所述温度控制系统用于调节飞行器舱体1内的温度环境从而达到防热要求，实现恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保证飞行器舱体1内的温度环境良好。
在一个实施例中，如图2所示，所述温度控制系统2包括温度值获取模块21、散热确定模块22、温度调节模块23及控制模块24。所述温度值获取模块21用于获取飞行器舱体1内部预设位置的实时温度值，其中，所述的预设位置包括但不限于飞行器天线安装位置、飞行器设备舱段或飞行器表面凸起部分引起的气动加热严重部分。所述散热确定模块22用于计算温度值获取模块21所述获取的实时温度值与当前飞行器舱体1内理想温度值的差值、热流和焓值，从而确定进行温度调控所需的能量损耗值Q，并基于所述能量损耗值Q计算得出制冷介质流速v(L/h)；温度值调节模块23用于通过制冷介质的流动调节飞行器舱体1内部的温度。控制模块24则用于根据散热确定模块计算得出的制冷介质流速v对温度调节模块进行控制，使制冷介质按照散热确定模块计算得出的制冷介质流速v流动。
在本实施例中，所述制冷介质的流速v根据公式：
求出，其中，所述Q为能量损耗值，所述C为制冷介质的比热容，所述△T为实时温度值与理想温度值的差值，A为修正系数，在本实施例中，所述修正系数一般根据温度值获取模块的反应时间以及测量误差确定。
在一个实施例中，所述温度值获取模块21包括有多个传感器211，多个所述传感器211分别配置于所述飞行器舱体1内预设的温度值获取位置，包括但不限于飞行器天线安装位置、飞行器设备舱段或飞行器表面凸起部分引起的气动加热严重部分，通过传感器211获取飞行器舱体1内各个预设位置的实时温度值，并将所获取的温度值传输至散热确定模块22。
在一个实施例中，所述温度调节模块23包括制冷设备231和与制冷设备231连通的柔性制冷组件232。制冷设备231内包括制冷介质，所述制冷介质能够循环流动于所述柔性制冷组件232，通过制冷介质在柔性制冷组件232内的流动能够调节飞行器舱体1内的温度，通过散热确定模块22能够得出制冷介质的最优流速，能够实现对飞行器舱体1内温度环境的快速调控。
在一个实施例中，柔性制冷组件包括柔性主体和内置于所述柔性主体内的冷却回路，冷却回路和制冷设备231连通，制冷介质能够由冷却设备231流动至冷却回路中，在冷却回路中流动以调节飞行器舱体1内的温度，并流回制冷设备231。
在本实施例中，所述柔性主体通过高温胶粘接于舱体内壁，冷却回路为柔性制冷液体网，通过高温高压工艺内置于柔性主体中，以对飞行器舱体1内部的温度进行调节。为了适用飞行器舱体复杂的内腔结构以及恶劣的飞行环境和舱内环境，所述柔性主体采用耐高温的非金属非刚性材料制作而成，可塑性强，搭配柔性的冷却回路，方便布置于飞行器舱体1的内部，不受舱体内异形结构的影响。具体地，所述柔性主体包括硅胶、氧化锆和石墨烯。
在一个实施例中，所述温度值获取模块21包括内置于所述柔性主体中的传感器211，所述传感器211设置于预设的温度值获取点，用于获取飞行器舱体1内各个预设位置的实时温度值，并将所获取的温度值传输至散热确定模块22。
本发明的另一个实施例提供一种温度控制方法，结合图3所示，包括以下步骤：
S10，温度值获取模块21获取飞行器舱体1内部预设位置的实时温度值；
S20，散热确定模块22计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体1内最佳工作环境的理想温度值的差值、热流和焓值，从而确定温度控制所需的能量损耗量Q；
S30，散热确定模块22基于所述能量损耗量Q计算得出制冷介质的流速v(L/h)；
S40，控制模块24根据所获得的制冷介质流速v(L/h)对飞行器舱体内部温度进行调控。
在一个实施例中，所述飞行器舱体1内部的预设位置包括但不限于飞行器天线安装位置、飞行器设备舱段或飞行器表面凸起部分引起的气动加热严重部分。获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值，包括：获取飞行器天线安装位置及飞行器仪器舱段内部的实时温度值。
在本实施例中，所述制冷介质的流速v根据公式：
求出，其中，所述Q为能量损耗值，所述C为制冷介质的比热容，所述△T为实时温度值与理想温度值的差值，A为修正系数，在本实施例中，修正系数一般根据温度值获取模块的反应时间以及测量误差确定。
在一个实施例中，所述能量损耗值Q根据散热确定模块22计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体1内最佳工作环境的理想温度值的差值、热流和焓值确定。
本发明实施例提供一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器，通过设计柔性制冷组件与制冷设备配合使用，相比传统制冷措施，更能适用飞行器舱体内部的异形结构，方便设置于飞行器舱体1内的各个部位，且柔性制冷组件所采用的柔性主体能够适应恶劣的飞行环境，起到良好的防热效果。通过温度控制系统能够计算得出最优的制冷介质流速，高效方便的调节飞行器舱体1内部的温度，实现在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体1内最佳环境的目的。
显然，本发明的上述实施例仅仅是为清楚地说明本发明所作的举例，而并非是对本发明的实施方式的限定，对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动，这里无法对所有的实施方式予以穷举，凡是属于本发明的技术方案所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围之列。
Claims (10)
1.一种温度控制方法，其特征在于，所述方法包括：
获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；
计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量；
基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；
根据所获得的制冷介质流速对飞行器舱体内部温度进行调控。
2.根据权利要求1所述的温度控制方法，其特征在于，所述获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值，包括：
获取飞行器天线安装位置及飞行器仪器舱段内部的实时温度值。
3.一种温度控制系统，其特征在于，所述温度控制系统包括：
温度值获取模块，用于获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；
散热确定模块，用于计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量，并基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；
温度调节模块，用于通过制冷介质的流动调节飞行器舱体内部的温度；
控制模块，用于根据所述散热确定模块计算得出的制冷介质流速对温度调节模块进行控制。
4.根据权利要求3所述的温度控制系统，其特征在于，所述温度值获取模块包括多个传感器，多个所述传感器分别配置于所述飞行器舱体内飞行器天线的安装位置及飞行器仪器舱段，用于获取所述飞行器舱体内部预设位置的实时温度值。
5.根据权利要求3所述的温度控制系统，其特征在于，所述温度调节模块包括制冷设备和与所述制冷设备连通的柔性制冷组件；
所述制冷设备内包括制冷介质，所述制冷介质能够循环流动于所述柔性制冷组件，以对飞行器舱体内的温度进行调控。
6.根据权利要求5所述的温度控制系统，其特征在于，所述柔性制冷组件包括柔性主体以及内置于所述柔性主体内的冷却回路；
所述冷却回路与所述制冷设备连通，所述制冷介质能够在所述冷却回路内流通。
7.根据权利要求6所述的温度控制系统，其特征在于，所述柔性主体包括硅胶、氧化锆和石墨烯。
8.根据权利要求5所述的温度控制系统，其特征在于，所述柔性制冷组件铺设于所述飞行器舱体的内壁。
9.根据权利要求6所述的温度控制系统，其特征在于，所述温度值获取模块设置于所述柔性主体内部。
10.一种柔性制冷飞行器，其特征在于，所述柔性制冷飞行器包括飞行器舱体以及如权利要求3-9任一项所述的温度控制系统。
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Cited By (1)
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| CN117055659A (zh) * | 2023-10-12 | 2023-11-14 | 北京航空航天大学 | 基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统及方法 |
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2023
- 2023-03-29 CN CN202310325392.8A patent/CN116483136A/zh active Pending
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