CN117262220A - 飞行器舱段热防护结构系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种飞行器舱段热防护结构系统，其中，对流冷却组件利用超临界压力制冷工质对舱段的蒙皮进行对对流冷却，喷射冷却组件利用制冷工质气体对舱段的内壁及舱内设备进行冷却，气膜冷却组件利用冷却气膜对舱段外热表面隔热冷却；储罐、对流冷却组件、喷射冷却组件和回流组件形成对流‑喷射冷却闭式循环系统；补给系统、储罐、对流冷却组件、喷射冷却组件和气膜冷却组件形成对流‑喷射‑气膜开式系统；补给系统、储罐、对流冷却组件、气膜冷却组件形成对流‑气膜开式系统。本发明冷却工质可重复利用、多种主动冷却方法可灵活结合，热防护高效、可靠。

Description

飞行器舱段热防护结构系统

技术领域

本发明涉及航空航天飞行器热防护与热利用技术领域，特别涉及一种飞行器舱段热防护结构系统。

背景技术

随着空天先进飞行器技术的快速发展，飞行器关键部件包括机载设备承受的热载荷以数量级递增，热流密度从兆瓦级到百兆瓦级甚至更高。解决高热流密度热载荷对先进飞行器技术发展的制约问题，需要发展高效的热防护技术。公开资料表明，单纯采用材料硬抗的被动热防护方法会极大增加飞行器重量，不利于飞行器长航时高速飞行和可重复使用，且对于控温水平要求更高的机载设备而言，往往不能够采用被动热防护方法。针对飞行器不同关键部位对于热防护方法和控温水平需求的不同，发展高效、可靠、灵活的主动热防护技术方法是解决高热载荷下先进飞行器技术发展问题的主要途径。然而，单纯采用一种主动热防护方法往往存在冷却工质需求量大，冷却工质热沉得不到充分有效利用的问题。

发明内容

本发明旨在至少解决现有技术中存在的技术问题之一。为此，本发明的一个目的在于针对先进飞行器技术发展对于热防护技术更高的需求，提出一种飞行器舱段热防护结构系统，为兼具冷却工质可重复利用的、多种主动冷却方法相结合的组合热防护系统，热防护高效、可靠且灵活。

根据本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统，包括：

储罐，所述储罐用于储存制冷工质；

补给系统，所述补给系统与所述储罐相连，用于向所述储罐补入制冷工质；

对流冷却组件，所述对流冷却组件与所述储罐相连，用于将所述储罐输出的制冷工质加压成超临界压力制冷工质，利用超临界压力制冷工质吸收舱段的蒙皮表面的气动加热，以对所述蒙皮表面冷却；

喷射冷却组件，所述喷射冷却组件与所述对流冷却组件相连，用于将所述对流冷却组件输出的换热后制冷工质进行冷却，并将冷却后的制冷工质向所述舱段内喷射，以对所述舱段的内壁及舱内设备进行冷却；

回流组件，所述回流组件连接于所述舱段和所述储罐之间，用于将所述舱段内输出的换热后制冷工质进行压缩冷却并输送回所述储罐中；

气膜冷却组件，所述气膜冷却组件用于接收所述舱段内输出的换热后制冷工质或用于接收所述喷射冷却组件冷却后的制冷工质，以形成冷却气膜，对所述舱段外热表面隔热冷却；

其中，所述储罐、所述对流冷却组件、所述喷射冷却组件和所述回流组件形成对流-喷射冷却闭式循环系统；所述补给系统、所述储罐、所述对流冷却组件、所述喷射冷却组件和所述气膜冷却组件形成对流-喷射-气膜开式系统；所述补给系统、所述储罐、所述对流冷却组件、所述气膜冷却组件形成对流-气膜开式系统；所述对流-喷射冷却闭式循环系统和所述对流-喷射-气膜开式系统可分别独立或同时运行；所述对流-喷射冷却闭式循环系统和所述对流-气膜开式系统可分别独立或同时运行。

本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统，具有如下的优点：第一、通过切换对流-喷射冷却模式、对流-喷射-气膜冷却模式、对流-气膜冷却模式能够获得对流-喷射、对流-喷射-气膜、对流-气膜等的组合冷却方式，能够充分发挥工质的热沉，减少冷却工质携带量，实现飞行器关键部件的轻量化有效热防护；第二、对流-喷射冷却模式和对流-喷射-气膜冷却模式可以物理解耦，对流-喷射冷却模式和对流-气膜冷却模式可以物理解耦，每一种系统模式都可以独立应用于飞行器舱段热防护技术中；第三、蒙皮内的对流冷却组件中的冷却工质为超临界压力态制冷剂，超临界压力流体具有无相变、密度/比热容大、动力粘度小等特点，超临界压力对流制冷工质具有冷却能力强、流动阻力小等优点，且能够避免工质相变引起的气塞、热防护失效等不利方面；第四、可以根据需要对舱段的蒙皮采用一定程度的被动热防护结构，阻隔部分热量导入。这样超临界压力制冷工质流体对流冷却共同构成了主被动相结合的热防护方式，增强热防护效果。第五、本发明实施例选用的制冷工质的超临界压力适中，其范围可约为3.5～5MPa，易于工程实现；第六、利用高压制冷工质的节流制冷和冲击效应形成对舱内设备的喷射冷却，冷却速率高，覆盖范围大；第七、舱段内流出的换热后制冷工质气体，或者进入回流组组件至储罐中，实现循环重复利用，或者进入气膜冷却组件，以冷却气膜的形式对舱段外热表面形成热防护，充分发挥了冷却工质的主动热防护功能。总之，本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统为兼具冷却工质可重复利用的、多种主动冷却方法相结合的组合热防护系统，热防护高效、可靠且灵活。

在一些实施例中，所述对流冷却组件包括第一管路、增压泵和预设通道；所述第一管路的两端分别与所述储罐和所述预设通道的一端相连，所述增压泵设置在所述第一管路上，所述预设通道布置所述蒙皮的内侧处。

在一些实施例中，所述预设通道有多个，多个所述预设通道沿所述舱段的轴向延伸且沿所述舱段的周向间隔开，呈并联布置。

在一些实施例中，所述喷射冷却组件包括第二管路、第一冷却器和喷嘴，所述第二管路分别与所述预设通道的另一端和所述喷嘴相连，所述第一冷却器设置在所述第二管路上，所述喷嘴设置在所述舱段内的壁体上，用于向所述舱段内喷射所述对流冷却组件冷却后的制冷工质。

在一些实施例中，所述喷嘴有多个，多个所述喷嘴布置在所述舱段的轴向一端端部壁体上。

在一些实施例中，所述喷射冷却组件还包括扰流板，所述扰流板布置在所述舱段内。

在一些实施例中，所述喷射冷却组件还包括背压阀，所述背压阀设置在所述第二管路上且位于所述第一冷却器的下游。

在一些实施例中，所述回流组件包括舱段排气口、第三管路、压缩机和第二冷却器；所述舱段排气口设置在所述舱段的壁体上，所述第三管路分别与所述舱段排气口和所述储罐相连，所述压缩机和所述第二冷却器在由所述舱段排气口至所述储罐的方向上依次设置所述第三管路上。

在一些实施例中，所述舱段排气口设置在所述舱段的轴向另一端端部壁体下部处。

在一些实施例中，所述补给系统包括与储罐相连的补给管路和设置在所述补给管路上的补给切换阀门；所述回流组件还包括设置在所述第三管路上且位于所述压缩机和所述舱段排气口之间的回流切换阀门；所述气膜冷却组件包括第四管路、设置在所述第四管路上的第一气膜切换阀门和第一气膜孔结构，所述第一气膜孔结构临近地设置在所述舱段外热表面处，所述第四管路的一端与所述第三管路相连且位于所述舱段排气口与所述回流切换阀门之间，或者所述第四管路的一端与所述第二管路相连且位于所述背压阀与所述喷嘴之间；或者所述气膜冷却组件包括第五管路、第二气膜孔结构、第二气膜切换阀门和第三气膜切换阀门；所述第五管路的一端与所述第三管路相连且位于所述舱段排气口与所述回流切换阀门之间，所述第五管路的另一端与所述第二管路相连且位于所述背压阀与所述喷嘴之间，所述第二气膜切换阀门设置所述第五管路上且位于所述第五管路的一端与所述第二气膜孔结构之间，所述第三气膜切换阀门设置在所述第五管路上且位于所述第五管路的另一端与所述第二气膜孔结构之间。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述中部分给出，部分将从下面的描述中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

本发明的上述和/或附加的方面和优点从结合下面附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：

图1是本发明一个实施例的飞行器舱段热防护结构系统的示意图；

图2是本发明另一个实施例的飞行器舱段热防护结构系统的示意图；

图3是本发明又一个实施例的飞行器舱段热防护结构系统的示意图。

附图标记

飞行器舱段热防护结构系统1000；储罐1；对流冷却组件2；第一管路201；增压泵202；预设通道203；喷射冷却组件3；第二管路301；第一冷却器302；喷嘴303；扰流板304；背压阀305；回流组件4；舱段排气口401；第三管路402；压缩机403；第二冷却器404回流切换阀门405；气膜冷却组件5；第四管路501；第一气膜切换阀门502；第一气膜孔结构503；第五管路504；第二气膜孔结构505；第二气膜切换阀门506；第二气膜切换阀门507；补给系统6；补给管路601；补给切换阀门602；舱段7；蒙皮701；舱内设备702。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

下面结合图1至图3来描述本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统100。

如图1和图3所示，根据本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统1000，包括储罐1、补给系统6、对流冷却组件2、喷射冷却组件3、回流组件4和气膜冷却组件5。

其中，储罐1用于储存制冷工质，制冷工质为常规制冷剂，如R22，R134a等。储罐1里的制冷工质的压力通常高于常压但低于超临界压力，例如储罐1里的制冷工质的压力可以为常压的5倍但低于超临界压力。

补给系统6与储罐1相连，用于向储罐1补入制冷工质。具体的，补给系统6是在飞行器舱段热防护结构系统1000启用了气膜冷却组件5时向储罐1中补入制冷工质，以维持飞行器舱段热防护结构系统1000在气膜冷却模式下能够正常运行。

对流冷却组件2与储罐1相连，用于将储罐1输出的制冷工质加压成超临界压力制冷工质，利用超临界压力制冷工质吸收舱段7的蒙皮701表面的气动加热，以对蒙皮701表面冷却。可以理解的是，对舱段7的蒙皮701表面采用超临界压力制冷工质进行对流换热冷却，具有冷却能力强、流动阻力小等优点。

喷射冷却组件3与对流冷却组件2相连，用于将对流冷却组件2输出的换热后制冷工质进行冷却，并将冷却后的制冷工质向舱段7内喷射，以对舱段7的内壁及舱内设备702进行冷却。可以理解的是，由于对流冷却组件2中的超临界压力制冷工质在吸收蒙皮701表面热量后，制冷工质温度会升高，因此喷射冷却组件3接收对流冷却组件2输出的换热后制冷工质时，需要对对流冷却组件2输出的换热后制冷工质进行冷却，然后再将冷却后的制冷工质向舱段7内喷射，实现对舱段7的内壁及舱内设备702进行冷却，冷却速率高，覆盖范围大。

回流组件4连接于舱段7和储罐1之间，用于将舱段7内输出的换热后制冷工质进行压缩冷却并输送回储罐1中。由此，可以实现制冷工质可重复利用。

气膜冷却组件5用于接收舱段7内输出的换热后制冷工质或用于接收喷射冷却组件3冷却后的制冷工质，以形成冷却气膜，对舱段7外热表面隔热冷却。也就是说，当气膜冷却组件5与回流组件4连通时，可以通过回流组件4接收舱段7内输出的换热后制冷工质，在临近舱段7外热表面处形成冷却气膜，实现对舱段7外热表面隔热冷却。当气膜冷却组件5与喷射冷却组件3连通时，能接收喷射冷却组件3冷却后的制冷工质，在临近舱段7外热表面处形成冷却气膜，实现对舱段7外热表面隔热冷却。气膜冷却组件5为开式系统。

储罐1、对流冷却组件2、喷射冷却组件3和回流组件4形成对流-喷射冷却闭式循环系统；补给系统6、储罐1、对流冷却组件2、喷射冷却组件3和气膜冷却组件5形成对流-喷射-气膜开式系统；补给系统6、储罐1、对流冷却组件2、气膜冷却组件5形成对流-气膜开式系统；对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-喷射-气膜开式系统可分别独立或同时运行；对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-气膜开式系统可分别独立或同时运行。

具体的，对流-喷射冷却闭式循环系统的工作原理为：储罐1内制冷工质进入对流冷却组件2，对流冷却组件2将来自储罐1的制冷工质加压成超临界压力制冷工质，利用超临界压力制冷工质吸收舱段7的蒙皮701表面的气动加热，以对蒙皮701表面冷却；对流冷却组件2中制冷工质经过与蒙皮701表面换热后温度升高后，从对流冷却组件2中流入喷射冷却组件3中；喷射冷却组件3将对流冷却组件2输出的换热后制冷工质进行冷却，并将冷却后的制冷工质向舱段7内喷射，以对舱段7的内壁及舱内设备702进行冷却，然后，舱段7内换热后的制冷工质进入回流组件4中；回流组件4对来自舱段7内输出的换热后制冷工质进行压缩冷却并输送回储罐1中，实现制冷工质可重复利用。

对流-喷射-气膜开式系统的工作原理为；储罐1内制冷工质进入对流冷却组件2，对流冷却组件2将来自储罐1的制冷工质加压成超临界压力制冷工质，利用超临界压力制冷工质吸收舱段7的蒙皮701表面的气动加热，以对蒙皮701表面冷却；对流冷却组件2中制冷工质经过与蒙皮701表面换热后温度升高后，从对流冷却组件2中流入喷射冷却组件3中；喷射冷却组件3将对流冷却组件2输出的换热后制冷工质进行冷却，并将冷却后的制冷工质向舱段7内喷射，以对舱段7的内壁及舱内设备702进行冷却，然后，舱段7内换热后的制冷工质进入气膜冷却组件5，通过气膜冷却组件5在临近舱段7外热表面处形成冷却气膜，实现对舱段7外热表面隔热冷却。

对流-气膜开式系统的工作原理为：储罐1内制冷工质进入对流冷却组件2，对流冷却组件2将来自储罐1的制冷工质加压成超临界压力制冷工质，利用超临界压力制冷工质吸收舱段7的蒙皮701表面的气动加热，以对蒙皮701表面冷却；对流冷却组件2中制冷工质经过与蒙皮701表面换热后温度升高后，从对流冷却组件2中流入喷射冷却组件3中；喷射冷却组件3将对流冷却组件2输出的换热后制冷工质进行冷却，冷却后的制冷工质进入气膜冷却组件5，通过气膜冷却组件5在临近舱段7外热表面处形成冷却气膜，实现对舱段7外热表面隔热冷却。

上述的对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-喷射-气膜开式系统这两种可通过切换方式分别独立或同时运行。上述的对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-气膜开式系统可通过切换方式分别独立或同时运行。

由此，本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统1000，具有如下的优点：第一、通过切换对流-喷射冷却模式、对流-喷射-气膜冷却模式、对流-气膜冷却模式能够获得对流-喷射、对流-喷射-气膜、对流-气膜等的组合冷却方式，能够充分发挥工质的热沉，减少冷却工质携带量，实现飞行器关键部件的轻量化有效热防护；第二、对流-喷射冷却模式和对流-喷射-气膜冷却模式可以物理解耦，对流-喷射冷却模式和对流-气膜冷却模式可以物理解耦，每一种系统模式都可以独立应用于飞行器舱段7热防护技术中；第三、蒙皮701内的对流冷却组件2中的冷却工质为超临界压力态制冷剂，超临界压力流体具有无相变、密度/比热容大、动力粘度小等特点，超临界压力对流制冷工质具有冷却能力强、流动阻力小等优点，且能够避免工质相变引起的气塞、热防护失效等不利方面；第四、可以根据需要对舱段7的蒙皮701采用一定程度的被动热防护结构，阻隔部分热量导入。这样超临界压力制冷工质流体对流冷却共同构成了主被动相结合的热防护方式，增强热防护效果。第五、本发明实施例选用的制冷工质的超临界压力适中，其范围可约为3.5～5MPa，易于工程实现；第六、利用高压制冷工质的节流制冷和冲击效应形成对舱内设备702的喷射冷却，冷却速率高，覆盖范围大；第七、舱段7内流出的换热后制冷工质气体，或者进入回流组组件至储罐1中，实现循环重复利用，或者进入气膜冷却组件5，以冷却气膜的形式对舱段7外热表面形成热防护，充分发挥了冷却工质的主动热防护功能。总之，本发明实施例的飞行器舱段热防护结构系统1000为兼具冷却工质可重复利用的、多种主动冷却方法相结合的组合热防护系统，热防护高效、可靠且灵活。

在一些实施例中，对流冷却组件2包括第一管路201、增压泵202和预设通道203；第一管路201的两端分别与储罐1和预设通道203的一端相连，增压泵202设置在第一管路201上，预设通道203布置蒙皮701的内侧处，这里的预设通道203指的是微通道或毛细管路。由此，储罐1内制冷工质进入增压泵202，增压泵202将制冷工质加压到超临界压力状态后，进入预设通道203，超临界压力制冷工质吸收蒙皮701表面的气动加热，对蒙皮701进行对流冷却，超临界压力制冷工质冷却能力强、流动阻力小。

在一些实施例中，预设通道203有多个，多个预设通道203沿舱段7的轴向延伸且沿舱段7的周向间隔开，呈并联布置。由此，有利于高效均匀冷却蒙皮701。

在一些实施例中，喷射冷却组件3包括第二管路301、第一冷却器302和喷嘴303，第二管路301分别与预设通道203的另一端和喷嘴303相连，第一冷却器302可以采用第一燃油冷却器，设置在第二管路301上，喷嘴303设置在舱段7内的壁体上，用于向舱段7内喷射对流冷却组件2冷却后的制冷工质。可以理解的是，第一冷却器302用于冷却预设通道203流出的换热后制冷工质，第一冷却器302冷却后的制冷工质通过喷嘴303向舱段7内喷射，冷却舱段7的内壁和舱内设备702，冷却速率高，覆盖范围大。

在一些实施例中，喷嘴303有多个，多个喷嘴303布置在舱段7的轴向一端端部壁体上。采用多个喷嘴303，冷却速率高，覆盖范围大。

在一些实施例中，喷射冷却组件3还包括扰流板304，扰流板304布置在舱段7内，例如可以灵活地布置在舱段7内的内壁面上或舱内其他合适的地方。舱段7内设置扰流板304，使得舱内喷射气流能够比较均匀的对舱内热表面进行有效冷却。

在一些实施例中，喷射冷却组件3还包括背压阀305，背压阀305设置在第二管路301上且位于第一冷却器302的下游。通过设置背压阀305，可以保证背压阀305至增压阀之间的腔体内压力能加大到所需高压。

在一些实施例中，回流组件4包括舱段排气口401、第三管路402、压缩机403和第二冷却器404；舱段排气口401设置在舱段7的壁体上，第三管路402分别与舱段排气口401和储罐1相连，压缩机403和第二冷却器404在由舱段排气口401至储罐1的方向上依次设置第三管路402上。其中，压缩机403将舱段7内流出的制冷工质进行压缩，第二冷却器404可以为第二燃油冷却器，将压缩机403压缩后的制冷工质进行冷却。

在一些实施例中，舱段排气口401设置在舱段7的轴向另一端端部壁体下部处。可以理解的是，由于喷嘴303布置在舱段7的轴向一端端部壁体上，舱段排气口401设置在舱段7的轴向另一端端部壁体下部处，这样，舱段7内制冷工质气流出口位于冲击方向一端底部，能够保证冲击射流对舱内设备702形成有效冷却。

在一些实施例中，补给系统6包括与储罐1相连的补给管路601和设置在补给管路601上的补给切换阀门602；回流组件4还包括设置在第三管路402上且位于压缩机403和舱段排气口401之间的回流切换阀门405；气膜冷却组件5包括第四管路501、设置在第四管路501上的第一气膜切换阀门502和第一气膜孔结构503，第一气膜孔结构503临近地设置在舱段7外热表面处，第四管路501的一端与第三管路402相连且位于舱段排气口401与回流切换阀门405之间，或者第四管路501的一端与第二管路301相连且位于背压阀305与喷嘴303之间；或者气膜冷却组件5包括第五管路504、第二气膜孔结构505、第二气膜切换阀门506和第二气膜切换阀门507；第五管路504的一端与第三管路402相连且位于舱段排气口401与回流切换阀门405之间，第五管路504的另一端与第二管路301相连且位于背压阀305与喷嘴303之间，第二气膜切换阀门506设置第五管路504上且位于第五管路504的一端与第二气膜孔结构505之间，第三气膜切换阀门507设置在第五管路504上且位于第五管路504的另一端与第二气膜孔结构505之间。

具体的，如图1所示，通过关闭补给切换阀门602和第一气膜切换阀门502，打开回流切换阀门405，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统独立运行；通过打开补给切换阀门602和第一气膜切换阀门502，并关闭回流切换阀门405，可以切换到对流-喷射-气膜冷却开式循环系统独立运行；通过同时打开补给切换阀门602、第一气膜切换阀门502和回流切换阀门405，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-喷射-气膜开式系统同时运行。

如图2所示，通过关闭补给切换阀门602和第一气膜切换阀门502，打开回流切换阀门405，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统独立运行；通过打开补给切换阀门602和第一气膜切换阀门502，并关闭回流切换阀门405，可以切换到对流-气膜冷却开式循环系统独立运行；通过同时打开补给切换阀门602、第一气膜切换阀门502和回流切换阀门405，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-气膜开式系统同时运行。

如图3所示，通过关闭补给切换阀门602、第二气膜切换阀门506和第三气膜切换阀门507，打开回流切换阀门405，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统独立运行；通过打开补给切换阀门602和第二气膜切换阀门506，并关闭回流切换阀门405和第三气膜切换阀门507，可以切换到对流-喷射-气膜冷却开式循环系统独立运行；通过打开补给切换阀门602、第二气膜切换阀门506和回流切换阀门405，并关闭第三气膜切换阀门507，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-喷射-气膜开式系统同时运行；通过打开补给切换阀门602和第三气膜切换阀门507，并关闭回流切换阀门405和第二气膜切换阀门506，可以切换到对流-气膜冷却开式循环系统独立运行；通过打开补给切换阀门602、回流切换阀门405和第三气膜切换阀门507，并关闭第二气膜切换阀门506，可以切换到对流-喷射冷却闭式循环系统和对流-气膜开式系统同时运行。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。

尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。

Claims (10)

1.一种飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，包括：

储罐，所述储罐用于储存制冷工质；

补给系统，所述补给系统与所述储罐相连，用于向所述储罐补入制冷工质；

对流冷却组件，所述对流冷却组件与所述储罐相连，用于将所述储罐输出的制冷工质加压成超临界压力制冷工质，利用超临界压力制冷工质吸收舱段的蒙皮表面的气动加热，以对所述蒙皮表面冷却；

喷射冷却组件，所述喷射冷却组件与所述对流冷却组件相连，用于将所述对流冷却组件输出的换热后制冷工质进行冷却，并将冷却后的制冷工质向所述舱段内喷射，以对所述舱段的内壁及舱内设备进行冷却；

回流组件，所述回流组件连接于所述舱段和所述储罐之间，用于将所述舱段内输出的换热后制冷工质进行压缩冷却并输送回所述储罐中；

气膜冷却组件，所述气膜冷却组件用于接收所述舱段内输出的换热后制冷工质或用于接收所述喷射冷却组件冷却后的制冷工质，以形成冷却气膜，对所述舱段外热表面隔热冷却；

其中，所述储罐、所述对流冷却组件、所述喷射冷却组件和所述回流组件形成对流-喷射冷却闭式循环系统；所述补给系统、所述储罐、所述对流冷却组件、所述喷射冷却组件和所述气膜冷却组件形成对流-喷射-气膜开式系统；所述补给系统、所述储罐、所述对流冷却组件、所述气膜冷却组件形成对流-气膜开式系统；所述对流-喷射冷却闭式循环系统和所述对流-喷射-气膜开式系统可分别独立或同时运行；所述对流-喷射冷却闭式循环系统和所述对流-气膜开式系统可分别独立或同时运行。

2.根据权利要求1所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述对流冷却组件包括第一管路、增压泵和预设通道；所述第一管路的两端分别与所述储罐和所述预设通道的一端相连，所述增压泵设置在所述第一管路上，所述预设通道布置所述蒙皮的内侧处。

3.根据权利要求2所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述预设通道有多个，多个所述预设通道沿所述舱段的轴向延伸且沿所述舱段的周向间隔开，呈并联布置。

4.根据权利要求2所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述喷射冷却组件包括第二管路、第一冷却器和喷嘴，所述第二管路分别与所述预设通道的另一端和所述喷嘴相连，所述第一冷却器设置在所述第二管路上，所述喷嘴设置在所述舱段内的壁体上，用于向所述舱段内喷射所述对流冷却组件冷却后的制冷工质。

5.根据权利要求4所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述喷嘴有多个，多个所述喷嘴布置在所述舱段的轴向一端端部壁体上。

6.根据权利要求4或5所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述喷射冷却组件还包括扰流板，所述扰流板布置在所述舱段内。

7.根据权利要求4或5所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述喷射冷却组件还包括背压阀，所述背压阀设置在所述第二管路上且位于所述第一冷却器的下游。

8.根据权利要求7所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述回流组件包括舱段排气口、第三管路、压缩机和第二冷却器；所述舱段排气口设置在所述舱段的壁体上，所述第三管路分别与所述舱段排气口和所述储罐相连，所述压缩机和所述第二冷却器在由所述舱段排气口至所述储罐的方向上依次设置所述第三管路上。

9.根据权利要求8所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述舱段排气口设置在所述舱段的轴向另一端端部壁体下部处。

10.根据权利要求8所述的飞行器舱段热防护结构系统，其特征在于，所述补给系统包括与储罐相连的补给管路和设置在所述补给管路上的补给切换阀门；所述回流组件还包括设置在所述第三管路上且位于所述压缩机和所述舱段排气口之间的回流切换阀门；所述气膜冷却组件包括第四管路、设置在所述第四管路上的第一气膜切换阀门和第一气膜孔结构，所述第一气膜孔结构临近地设置在所述舱段外热表面处，所述第四管路的一端与所述第三管路相连且位于所述舱段排气口与所述回流切换阀门之间，或者所述第四管路的一端与所述第二管路相连且位于所述背压阀与所述喷嘴之间；或者所述气膜冷却组件包括第五管路、第二气膜孔结构、第二气膜切换阀门和第三气膜切换阀门；所述第五管路的一端与所述第三管路相连且位于所述舱段排气口与所述回流切换阀门之间，所述第五管路的另一端与所述第二管路相连且位于所述背压阀与所述喷嘴之间，所述第二气膜切换阀门设置所述第五管路上且位于所述第五管路的一端与所述第二气膜孔结构之间，所述第三气膜切换阀门设置在所述第五管路上且位于所述第五管路的另一端与所述第二气膜孔结构之间。