CN117055659B - 基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于高超声速飞行器控温技术领域，公开了一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统及方法。所述高速飞行器主动控温系统利用雾化液滴蒸发吸热的方式对高速飞行器舱内壁进行冷却，有效阻隔热量流入舱内。同时通过设置冷却模块和电加热薄膜实现了对高速飞行器舱内温度的主动控制，可将温度控制在10~30℃范围内，满足高精密仪器设备的正常使用温度条件。此外，还可以减轻高速飞行器的空机质量，从而允许飞行器携带更多的有效载荷或者降低飞行器的油耗，提高其飞行性能。
Description
技术领域
本发明属于高超声速飞行器控温技术领域，尤其涉及一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统及方法。
背景技术
以超过5Ma的飞行速度实现跨大气层和在大气层内机动飞行的高速飞行器，具有高速度、强机动、超远程、强突防等特点。然而为应对应用环境的严峻挑战，高速飞行器正朝着高空、长航时的方向发展，且所装载的电子设备愈发精密，这也对该类飞行器的舱内温度控制系统提出了更高的要求。
传统高速飞行器飞行时间短，所承受热载荷较小。由于对舱内温度要求较为宽松，常采用被动防隔热方式对其进行温度控制，主要措施为采用低导热材料或烧蚀材料进行包覆。而当高速飞行器执行飞行时间更长、飞行环境更恶劣的飞行任务时，穿透防隔热层向舱内的漏热量增多，且无外部可用冷源，舱内温度往往会超过设备许用温度范围。
为解决高速飞行器高速、长时、远距飞行所带来的舱内温度控制问题，现有技术中一般采用以下两种方式：一种是采用发汗冷却和再生冷却相结合的全主动冷却方式，该冷却方式有效利用了制冷工质的相变，冷却效率较高，但是其仅适用于对小面积、高热流密度区域进行冷却，无法对高超声速飞行器的机身起到防隔热作用，长时间飞行后飞行器舱内温度仍会超过设备许用工作温度范围。另一种是使用相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构，该结构可设置在高超声速飞行器头锥或前缘受热严重的部位，不仅可以实现对外部气动热的有效阻隔，还能对飞行器产生一定的推力。当飞行器承受气动热较小时，该结构仍使用被动隔热；当所承受启动热较大时，使用水汽化或者固体分解等方式进行吸热。该方式无法对飞行器舱内温度进行主动控制，且该热防护结构比较复杂，包括多孔介质结构、蜂窝结构、对流冷却通道以及阻隔型隔热层等。当飞行器受到较为严重气动热载荷时，上述结构不可避免会产生一定的热变形，从而导致多孔介质、流动通道等因阻塞而失效。
综上所述，现有技术中的高速飞行器多采用被动防隔热措施或少部分区域采取主动冷却措施，飞行时间受到严重的限制，且不具备对飞行器舱内温度进行主动控制的能力，无法满足高精密仪器设备的合理使用温度范围要求。
发明内容
本发明提供一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统及方法，利用雾化液滴蒸发吸热的方式对高速飞行器舱内壁进行冷却，有效阻隔热量流入舱内，从而实现高速飞行器舱内环境温度的主动控制。
本发明的技术方案具体如下：
一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统，包括：
制冷模块、中空密闭夹层结构、复合隔热层、雾化喷嘴、工质输送管线和排气管线；
所述中空密闭夹层结构介于机身金属内壁与高精密仪器设备之间，由机身金属内壁、高精密仪器设备和两侧的密封结构构成，所述中空密闭夹层结构中设有与两侧密封结构连接的铝合金薄壁，所述铝合金薄壁将中空密闭夹层结构分隔成靠近高精密仪器设备6的内侧空间和靠近机身金属内壁的外侧空间；
多个雾化喷嘴设置于外侧空间中，所述制冷模块通过工质输送管线向雾化喷嘴提供制冷工质；
所述铝合金薄壁的内侧设有电加热薄膜和温度传感器；
所述外侧空间中设有连通外部的排气管线。
优选的，所述制冷模块包括高压储液容器、压力传感器、减压阀门和流量控制器，高压储液容器中储存有制冷工质，压力传感器、减压阀门和流量控制器设于工质输送管线上。
优选的，所述高速飞行器主动控温系统包括分别与温度传感器、压力传感器、减压阀门、流量控制器和电加热薄膜连接的测控单元。
优选的，所述制冷工质为五氟丙烷。
优选的，所述机身金属内壁与铝合金薄壁之间设有多个金字塔状连接支架。
优选的，所述喷嘴的数量为24~30个。
一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温方法，基于所述高速飞行器主动控温系统实施，包括三种控温模式：
当高速飞行器执行待机和低速飞行任务时，所述制冷模块以低功率制冷模式工作；
当高速飞行器执行超音速或高超音速飞行任务时，所述制冷模块以高功率制冷模式工作；
当高速飞行器执行高空亚音速巡航任务时，所述制冷模块关闭，电加热薄膜工作。
优选的，所述低功率制冷模式下，单个雾化喷嘴所需最大质量流量为3.5×10-5kg/s；所述高功率制冷模式下，单个雾化喷嘴所需最大质量流量为2.7×10-4kg/s。
本发明与现有技术相比所具有的有益效果如下：
1. 本发明提出的一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统，能够将高速飞行器的舱内温度控制在10~30℃范围内，满足高精密仪器设备的正常使用温度条件。
2. 与传统被动防隔热措施相比，采用本发明提出的一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统可以减轻飞行器的空机质量，从而允许飞行器携带更多的有效载荷或者降低飞行器的油耗，提高其飞行性能。
3. 本发明提出的一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温方法，可以根据飞行任务类型和时长，合理调整所需携带制冷工质的质量，配合良好的流量控制装置，极大提高高速飞行器的最大飞行时长。
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，通过参考附图可以更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，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，可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是发明提出的一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统的结构示意图。
图2是金字塔状连接支架的结构示意图。
其中，1-制冷工质、2-高压储液容器、3-工质输送管线、4-减压阀门、5-流量控制器、6-高精密仪器设备、7-密封结构、8-铝合金薄壁、9-雾化喷嘴、10-机身金属内壁、11-复合隔热层、12-雾化液滴、13-中空密闭夹层结构、14-电加热薄膜、15-排气管线、16-金字塔状连接支架。
具体实施方式
为了能够更清楚地理解本发明的上述目的、特征和优点，下面结合附图和具体实施方式对本发明进行进一步的详细描述。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是，本发明还可以采用其他不同于在此描述的其他方式来实施，因此，本发明的保护范围并不受下面公开的具体实施例的限制。
高速飞行器在地面待机和低速飞行时，单位时间内高温环境向舱内的漏热量较小；但当任务时间较长时，累积漏热量不容忽视。此外，当高速飞行器执行高空巡航任务时，舱内环境会向外部低温环境漏热，导致其温度低于高精密仪器设备许用工作温度范围。当高速飞行器进行超音速甚至高超音速飞行时，飞行器外表面将承受严重的气动热载荷，单位时间内透过飞行器结构向舱内的漏热量急剧增大。
基于上述高速飞行器遇到的问题和需求，本发明创新性地运用雾化液滴蒸发吸热的方式对舱内壁进行冷却，可以有效阻隔热量流入舱内，保证舱内环境温度不超过设定值。
如图1所示，一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统，包括：制冷工质1、高压储液容器2、工质输送管线3、减压阀门4、流量控制器5、高精密仪器设备6、密封结构7、铝合金薄壁8、雾化喷嘴9、机身金属内壁10、复合隔热层11、中空密闭夹层结构13、电加热薄膜14、排气管线15、金字塔状连接支架16。
其中，由机身金属内壁10、高精密仪器设备6和两侧的密封结构7构成中空密闭夹层结构13。考虑到高精密仪器设备的特殊性，应防止其与制冷工质直接接触，故在机身金属内壁10与高精密仪器设备6之间设置铝合金薄壁8，其两端分别与两侧的密封结构连接。从而将中空密闭夹层结构分隔成靠近高精密仪器设备6的内侧空间和靠近机身金属内壁的外侧空间。
其中的铝合金薄壁8主要起到防止制冷工质与舱内高精密仪器设备接触的作用。为了达到轻量化的目的，铝合金薄壁的厚度可小于等于1mm，选用延展性良好的铝合金材料。
所述外侧空间的厚度为25~30mm，其中设置有多个雾化喷嘴，制冷工质经由多个雾化喷嘴喷出，形成具有一定速度的雾化液滴12，雾化液滴或在外侧空间内撞击高温壁面而蒸发或在继续运动过程中逐渐蒸发，雾化液滴吸热蒸发后，外侧空间内的压力升高，所产生的蒸汽也在压力的作用下从尾部排气管线中排出，从而带走外部环境向舱内的漏热。
外侧空间内设置的雾化喷嘴，根据高速飞行器的几何结构和热载荷分布情况，可在机身的周向和轴向位置合理布置一定数量的雾化喷嘴。雾化喷嘴的雾化特性对冷却效果影响较大。由于高速飞行器舱内无可用高压气源，所以应选用单相雾化喷嘴。为最大化每个雾化喷嘴的冷却范围，所选雾化喷嘴在设计流量和压力下雾化锥角应不小于60°，所产生液滴的平均粒径应小于100μm。
此外，单个雾化喷嘴的有效冷却区域有限，应在外侧空间内合理布置多个雾化喷嘴。对于直径为0.5m、长为1.2m的舱段而言，可分别在顶面以及间隔0.4m的2个截面上沿机身周向布置6~10个雾化喷嘴，共需布置24~30个雾化喷嘴，具体参数可根据飞行中热载荷的情况而定。
所述制冷工质由制冷模块向雾化喷嘴提供。所述制冷模块包括高压储液容器、压力传感器、减压阀门和流量控制器。一定量液态的制冷工1质储存在高压储液容器2中，存放于高速飞行器后舱，便于组装和拆卸。当制冷模块工作时，液态的制冷工质1从高压储液容器2中沿着工质输送管线3到达各个雾化喷嘴9。在工质输送管线3上配备压力传感器和减压阀门4，用于调整雾化喷嘴的雾化压力。在工质输送管线3上配备流量控制器5，用于控制制冷工质的流量，进而改变制冷功率。
除了采用雾化液滴蒸发吸热的主动冷却方式外，在机身金属内壁10的外侧，还设有一定厚度的低导热率隔热材料制备的复合隔热层11，复合隔热层11的厚度需要根据高速飞行器超音速任务下的气动热载荷情况而定。若长时间、高热流密度热量传入舱内，则存在高精密仪器设备6超温的风险。针对巡航高度为12km、时长为20min的超音速飞行，若使用导热系数小于0.1W/(m·K)的隔热材料，则复合防隔热层11的厚度应不小于20mm。
铝合金薄壁8靠近高精密仪器设备6的一侧粘贴一定数量的电加热薄膜14，可实现对舱内环境的加热。在执行主动控温过程中，还需要实时监测靠近铝合金薄壁处的空气温度，以此作为制冷模式和加热模式切换的判断依据。因此，在铝合金薄壁的内侧设有温度传感器。
高速飞行器机身大多为圆柱状或圆台状，因此可以在机身金属内壁10与铝合金薄壁8之间合理布置一定数量的金字塔状连接支架16进行固定，如图2所示。
考虑使用环境的特殊性，所携带制冷工质1应具有良好的热力学性能和稳定的物理化学性质（无毒、不易燃、不易爆、无腐蚀性）。结合所需控制的温度区间，可选用汽化潜热大、饱和蒸汽压低、沸点为15.3℃的五氟丙烷。
还设有与温度传感器、压力传感器、减压阀门、流量控制器和电加热薄膜连接的测控单元17，通过测控单元17调整高速飞行器主动控温系统的工作状态。
为了减少制冷工质的携带量，本发明的高速飞行器主动控温系统在进行控温时，可在不同飞行任务下以不同的模式工作：低功率制冷模式、加热模式、高功率制冷模式。
具体的，当高速飞行器执行地面待机和低速飞行任务时，舱内热载荷主要为环境高温空气向舱内的漏热量。当监测到高精密仪器设备工作温度即将超过上限时，高速飞行器主动控温系统开始工作。此时，单位时间内的漏热量较小，执行任务时间较长，为减小制冷工质的消耗量，应采用低功率制冷模式。如高速飞行器处于80℃的高温环境下待机时，单个雾化喷嘴所需最大质量流量为3.5×10-5kg/s。
当高速飞行器于12km高空进行亚音速巡航时，长期处于-56℃的低温环境中，热量会持续透过复合隔热层向低温空气散走。当监测到高精密仪器设备工作温度即将低于下限时，关闭制冷模块，启动电加热薄膜，此时采用加热模式运行。
当高速飞行器执行超音速或高超音速飞行任务时，需要承受极为严重的气动加热。为应对该任务下短时、高热流密度的气动热载荷，当监测到高精密仪器设备工作温度即将超过上限时，应采用高功率制冷模式。如高速飞行器从12km高空开始超音速飞行时，单个雾化喷嘴所需最大质量流量为2.7×10-4kg/s。
实施例1
假设高速飞行器执行地面待机任务2.5h，高空亚音速巡航任务40min，高超音速飞行任务20min。若采用传统被动防隔热措施将舱内环境温度控制在10~30℃范围内，则所需复合隔热层厚度不低于40mm。而采用本发明的高速飞行器主动控温系统，则复合隔热层厚度仅需20mm，所需携带制冷工质五氟丙烷共13.2kg。假设所选用隔热材料的等效密度为600kg/m3，则20mm复合隔热层重约42.5kg，而高速飞行器主动控温系统重量约为25.3kg，可达到为高速飞行器减重17.2kg的效果。
同时，高速飞行器主动控温系统的冷却、加热效率高，可满足高速飞行器更长时间下的主动温度控制，极大提高其任务适应能力。
在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；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，可以根据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。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正下方和斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
在本发明中，术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，不能理解为指示或暗示相对重要性。术语“多个”指两个或两个以上，除非另有明确的限定。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温系统，其特征在于，包括：
制冷模块、中空密闭夹层结构、复合隔热层、雾化喷嘴、工质输送管线和排气管线；
所述中空密闭夹层结构介于机身金属内壁与高精密仪器设备之间，由机身金属内壁、高精密仪器设备和两侧的密封结构构成，所述中空密闭夹层结构中设有与两侧密封结构连接的铝合金薄壁，所述铝合金薄壁将中空密闭夹层结构分隔成靠近高精密仪器设备的内侧空间和靠近机身金属内壁的外侧空间；
多个雾化喷嘴设置于外侧空间中，所述制冷模块通过工质输送管线向雾化喷嘴提供制冷工质；
所述铝合金薄壁的内侧设有电加热薄膜和温度传感器；
所述外侧空间中设有连通外部的排气管线。
2.根据权利要求1所述的高速飞行器主动控温系统，其特征在于，所述制冷模块包括高压储液容器、压力传感器、减压阀门和流量控制器，高压储液容器中储存有制冷工质，压力传感器、减压阀门和流量控制器设于工质输送管线上。
3.根据权利要求2所述的高速飞行器主动控温系统，其特征在于，所述高速飞行器主动冷却控温系统包括分别与温度传感器、压力传感器、减压阀门、流量控制器和电加热薄膜连接的测控单元。
4.根据权利要求1所述的高速飞行器主动控温系统，其特征在于，所述制冷工质为五氟丙烷。
5.根据权利要求1所述的高速飞行器主动控温系统，其特征在于，所述机身金属内壁与铝合金薄壁之间设有多个金字塔状连接支架。
6.根据权利要求1所述的高速飞行器主动控温系统，其特征在于，所述喷嘴的数量为24~30个。
7.一种基于液滴蒸发冷却的高速飞行器主动控温方法，基于权利要求1-6中任一项所述的高速飞行器主动控温系统实施，其特征在于，包括三种控温模式：
当高速飞行器执行待机和低速飞行任务时，所述制冷模块以低功率制冷模式工作；
当高速飞行器执行超音速或高超音速飞行任务时，所述制冷模块以高功率制冷模式工作；
当高速飞行器执行高空亚音速巡航任务时，所述制冷模块关闭，电加热薄膜工作。
8.根据权利要求7所述的高速飞行器主动控温方法，其特征在于，所述低功率制冷模式下，单个雾化喷嘴所需最大质量流量为3.5×10-5kg/s；所述高功率制冷模式下，单个雾化喷嘴所需最大质量流量为2.7×10-4kg/s。
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|---|---|---|---|---|
| GB0526190D0 (en) * | 2005-12-22 | 2006-02-01 | Calamvokis Hal E | Aircraft fuselage heating |
-
2023
- 2023-10-12 CN CN202311315586.6A patent/CN117055659B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN104260328A (zh) * | 2014-09-05 | 2015-01-07 | 哈尔滨理工大学 | 一种电磁加热固化成型装置及使用其制备纤维缠绕复合材料管体的方法 |
| CN110230939A (zh) * | 2019-05-24 | 2019-09-13 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种模块化喷雾式散热热沉装置 |
| CN115802698A (zh) * | 2022-09-21 | 2023-03-14 | 清华大学 | 散热系统及其控制方法、高空高速飞行器 |
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Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| 飞行器机载精密仪器温控系统性能的实验研究;李阳;常守金;胡海涛;孙浩然;赖展程;刘善敏;;化工学报(第S1期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
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