CN209988107U - 高超声速飞行器及其热防护结构与冷却剂循环系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种高超声速飞行器气动舵前缘一体化的防热结构，所述热防护结构为一体化设计，包括：防热蒙皮、热管、吸热装置和隔热层，所述防热蒙皮设置于气动舵前缘外表面，吸热装置设置于防热蒙皮的内表面，热管与吸热装置固定连接，且所述热管设于吸热装置的内表面，且隔热层固定设置于热管的内表面。本实用新型还提供一种冷却剂循环系统及高超声速飞行器。本实用新型可以使飞行器气动舵前缘的变形小和热流密度小，保持飞行器高升阻比的气动特性和气动舵的操作性，解决了飞行器气动舵前缘热流大带来的材料失效问题和飞行速度快导致承受气动载荷能力差的问题，避免了气动舵前缘温度的极端分布，实现了飞行器长时间的隔热。

Description

高超声速飞行器及其热防护结构与冷却剂循环系统

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器热防护领域，具体涉及一种飞行器气动舵前缘的热防护结构及冷却剂循环系统。

背景技术

经典意义上的高超声速飞行器是指以吸气式发动机及其组合发动机为动力，在大气层内或跨大气层以马赫数5以上的速度远程巡航飞行的飞行器。此处Ma＝5并不是严格的界限，而是一个区域，即在该范围内高超声速气流的流动特性会发生明显的变化。与传统飞行器相比，高超声速飞行器具有极大的优势，极高的飞行速度能够确保其在2-3小时内到达全球任何位置，有效地缩短目标反应时间，提升飞行器的突防能力与生存能力。

在大气层内进行长距离机动飞行的高超声速飞行器，一般都采用气动控制舵来控制飞行的轨迹和飞行器的姿态，如目前被广泛采用的体襟翼、襟副翼、方向升降舵等(统称气动控制舵)。这些气动控制舵的共同特征是翼前缘尖、翼厚度薄、展弦比小。它们需经受高马赫气流下的严酷气动加热环境，同时要承受极大的气动力载荷和操纵机构的机械载荷，还要在极高的温度下保持其外形和刚度。气动控制舵的前缘和两侧的面板都具有特殊的气动热环境。

在高超声速飞行器外形设计上，低阻力的尖锐前缘取代钝化前缘将成为必然趋势。飞行器在高超声速飞行时，由于空气粘性作用，物面边界层内的气流产生了强烈的摩擦，其结果使气体的动能不可逆的转变为热能，加之前缘半径很小，在前缘部位产生非常强的气动加热。尖锐前缘外形飞行器在气动性能上有着较大优势，但会带来热流密度大、防热困难的难题。翼前缘的半径对热流的影响很大，半径增大时，热流减小；半径减小，热流显著增加。

飞行器前缘钝化和烧蚀热防护是高超声速飞行器常用的热防护方法，但前缘钝化是以牺牲飞行器的气动性能来减小气动热，这样会减少飞行器的升阻比和增加飞行器的阻力，从而对高超声速飞行器发动机的推力提出来更高的要求；烧蚀热防护造成大外形变化也将会严重影响飞行器气动特性，由于高超声速飞行器气动舵具有“保形”的特殊要求，对气动舵的变化量有着较小的要求，当气动舵的变形量过大，会导致高超声速飞行器的控制系统失效。高超声速飞行器气动舵前缘不仅要考虑热防护还要考虑气动舵的承载能力，因为高超声速飞行器在飞行的过程中会承受极大的气动载荷，并且气动舵前缘的变形量应该较小，需要保持气动舵结构完整不变形。现阶段大部分高超声速飞行器的设计都是冷结构设计，将承载结构设计在防热结构的里面，这样极大地增加了飞行器气动舵的质量，给舵机的设计增加了难度。

高超声速飞行器为提高升阻比，气动舵需具有尖锐前缘，并要求气动舵前缘拥有一定的承载能力和保持良好的气动外形，这对飞行器的防热提出更为苛刻的要求，传统防热和承载方式已无法满足尖化前缘防热需求，所以亟需一种高超声速飞行器气动舵前缘的一体化热防护结构，用来解决气动舵前缘热流密度大、变形大和承载能力小的问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器气动舵前缘的热防护结构，尤其是提供一种高超声速飞行器气动舵前缘的一体化防热结构，可以使飞行器气动舵前缘的变形小和热流密度小，保持飞行器高升阻比的气动特性和气动舵的操作性，解决了飞行器气动舵前缘热流大带来的材料失效问题和飞行速度快导致承受气动载荷能力差的问题，避免了气动舵前缘温度的极端分布，实现了飞行器长时间的隔热。

本发明采用的技术方案是：本发明提供一种高超声速飞行器气动舵前缘的一体化热防护结构，所述热防护结构为一体化设计，包括：防热蒙皮、热管、吸热装置和隔热层，所述防热蒙皮设置于气动舵前缘外表面，吸热装置设置于防热蒙皮的内表面，热管与吸热装置固定连接，且所述热管设于吸热装置的内表面，且隔热层固定设置于热管的内表面。

进一步，所述的防热蒙皮由防热材料制造而成，防热蒙皮的厚度为 8-10mm。

进一步，所述热管的形状为三角形，热管的三角形为上下两排相对排列。

进一步，吸热装置的厚度为5mm以上，且吸热装置的厚度沿靠近气动舵前缘方向逐渐增大。

进一步，所述的吸热装置为与飞行器气动舵外表面的防热蒙皮相匹配的金属薄板，并且吸热装置固定安装在防热蒙皮的内表面。

进一步，隔热层由隔热材料制造而成。

本发明的另一方面提供一种冷却剂循环系统，包括冷却剂储存箱；冷却剂输送泵、换热装置以及上述所述的热防护结构；

所述冷却剂输送泵安装在飞行器靠近气动舵的端框上，换热装置安装在飞行器燃料输出管道处，热防护结构设置在飞行器气动舵的前缘；

所述冷却剂储存箱与所述冷却剂输送泵相连，所述冷却剂输送泵与热防护结构相连，所述热防护结构与换热装置相连，所述换热装置与冷却剂储存箱相连，所述冷却剂储存箱、冷却剂输送泵、热防护结构以及换热装置相互形成冷却剂循环系统。

本发明的又一方面提供一种高超声速飞行器，包括上述任意所述的热防护结构，所述热防护结构设置在飞行器气动舵的前缘处。

本发明还提供一种高超声速飞行器，包括上述所述的冷却剂循环系统。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

1)本发明提供一种高超声速飞行器气动舵前缘的一体化防热结构，可以使飞行器气动舵前缘的变形小和热流密度小，保持飞行器高升阻比的气动特性和气动舵的操作性，解决了飞行器气动舵前缘热流大带来的材料失效问题和飞行速度快导致承受气动载荷能力差的问题，避免了气动舵前缘温度的极端分布，实现了飞行器长时间的隔热。

2)本发明将防热蒙皮与吸热装置相结合，作为飞行器气动舵前缘热防护结构，吸热装置吸收飞行器气动舵前缘防热蒙皮的热量，减少表面防热蒙皮烧蚀或不发生烧蚀，使高超声速飞行器气动舵的气动外形变化小，保持气动舵较好的气动特性和操作特性，方便气动力的计算和飞行器的精确控制，更好地实现飞行器的控制功能。

3)本发明在防热蒙皮的内表面安装高热沉吸热材料的吸热装置，可以将气动舵前缘的高温区疏导到两侧的低温区，能够明显降低温度差异，消除了飞行器气动舵前缘处的局部高温，避免了前缘处吸热装置吸收的热量小于气动加热的热量，从而导致前缘热流密度很大和使得前缘热变形大的情况。并且由于吸热装置和防热蒙皮固定在一起，也解决了气动舵前缘较为尖锐，一般的热防护结构不能吸收尖锐前缘前缘热量问题。

4)本发明在吸热装置的内表面安装热管，使热管与吸热装置进行换热，以此来降低吸热装置的温度，使得吸热装置能够持续不断的从气动舵的前缘吸收热量。

5)本发明采用的热管形状为三角形，并且其制造的材料为高热沉材料，热管的三角形为上下两排相对排列(如图1所示)，使得热管的换热的效率增大，并且三角形的热管能够起支撑的作用，增加了气动舵的承载能力和稳定性，减小气动舵的变形量。

6)本发明采用防热蒙皮、吸热装置、热管和隔热层这样的热防护结构，将承载荷和热防护设计为一体化，可以减轻使得这样的热防护结构既能够防护也能够承受较高的气动载荷，避免了气动舵的冷结构设计，减少了气动舵热防护结构的质量，提高了飞行器的升阻比和气动性能。

7)本发明热管中的冷却剂选用液态的氦气，由于液态的氦气温度低，换热效果好，并且由于氦气的物理化学性质稳定，使用安全。冷却吸热装置后的高温氦气通过管路与飞行器液态的燃料在换热装置中进行热量交换，使得高温的氦气冷却成液态，然后继续由冷却输送泵输送去冷却吸热装置。

附图说明

图1为本发明提供的一种高超声速飞行器气动舵前缘的热防护结构示意图；

图2为图1中A出局部放大示意图，示出防热蒙皮、热管、吸热装置以及隔热层的连接关系；

图3为本发明提供的一种冷却剂循环系统的结构示意框图；

图4为本发明提供的一种冷却剂循环系统中换热装置的剖面示意图；

图5为本发明提供的一种冷却剂循环系统中换热装置的主视示意图；

图6为本发明提供的一种冷却剂循环系统中换热装置的左视示意图。

附图标记：1冷却剂储存箱；2冷却剂输送泵；3热防护结构；30防热蒙皮；31热管；32吸热装置；33隔热层；4换热装置；40燃料入口；41燃料出口；42冷却剂入口；43冷却剂出口。

具体实施方式

高超声速飞行器是未来飞行器发展的重要方向，高超声速飞行器要求高升阻比且机翼和气动舵的前缘尖锐，所以高超声速飞行器在飞行过程中要承受长时间高热流的持续加热，在气动舵尖锐的前缘还要经受局部的超高热流加热，致使气动舵不同部位的温度分布及其不均匀，这种严苛的热环境对传统的防热结构提出来严峻的挑战。并且高超声速飞行器在飞行过程中也还要承受较大的气动载荷，目前的设计大部分都是冷结构设计，没有将防热结构和承载结构综合设计，这样大大增加了飞行器气动舵热防护结构的质量，降低了飞行器的气动特性和操作性。

本发明实施例设计了一种高超声速飞行器气动舵前缘一体化的热防护结构，将高热沉材料的吸热装置与热管相配合，将这种热防护结构布置在气动舵的前缘热流密度大的地方，能够有效提高气动舵前缘热防护效果、减少前缘处的烧蚀和因气动加热带来的外形变化，解决了气动舵尖锐前缘的热防护问题，为未来高升阻比高超声速飞行器气动舵前缘防热设计提供了一种新思路和方法。

下面结合附图对本发明作进一步说明。本发明的具体实施方式对本发明的保护不起限制作用。本发明的保护范围以其权利要求书为准。

本发明实施例提供一种高超声速飞行器气动舵前缘的一体化热防护结构，如图1所示，所述热防护结构3为一体化设计，包括：防热蒙皮30、热管31、吸热装置32和隔热层33，所述防热蒙皮30设置于气动舵前缘外表面，吸热装置32设置于防热蒙皮30的内表面，热管31与吸热装置32固定连接，且所述热管31设于吸热装置32的内表面，且隔热层33固定设置于热管31的内表面。

高超声速飞行器的气动舵前缘在飞行过程中产生大量的气动加热，首先是防热蒙皮1辐射一定的热量，进行第一步的防热，然后就是安装在防热蒙皮1 内部的高热沉的吸热装置3吸收气动舵前缘蒙皮的热量，并且将热流密度大的尖锐前缘处的高温往气动舵两侧低温处疏导，避免气动舵前缘处的局部的温度过高，最后就是安装在吸热装置3内表面的热管2与吸热装置3行热量的交换，降低吸热装置3热量，使得吸热装置3能够持续不断从气动舵前缘吸收和疏导热量。最里面还有隔热层4，能够隔住外部的气动加热，使得气动舵内部温度正常，内部的仪器设备能够正常的工作。

防热蒙皮作为防热结构的第一道防护，可以辐射一部分的热量；将吸热装置3与热管2相配合，作为热防护的第二道防护。将这种热防护结构布置在气动舵的前缘热流密度大的地方，能够有效提高气动舵前缘热防护效果、减少前缘处的烧蚀和因气动加热带来的外形变化，解决了气动舵尖锐前缘的热防护问题，使飞行器气动舵前缘的变形小和热流密度小，保持飞行器高升阻比的气动特性和气动舵的操作性，解决了飞行器气动舵前缘热流大带来的材料失效问题和飞行速度快导致承受气动载荷能力差的问题，避免了气动舵前缘温度的极端分布，实现了飞行器长时间的隔热。

优选的，所述的防热蒙皮30由防热材料制造而成，防热蒙皮30的厚度为 8-10mm，防热蒙皮太厚会增大飞行器气动舵的质量，降低飞行器的操作性，反之防热蒙皮过薄会降低飞行器气动舵的承载能力，增加飞行器气动舵前缘的热变形量，将防热蒙皮设置为8-10mm可以克服太厚和太薄的缺陷防热蒙皮可以采用耐烧蚀且轻质的防热材料，诸如：防热蒙皮的外层可以使用增强C/C、 SiC/SiC、C/SiC或者陶瓷基复合材料，这些材料具有高热稳定性，化学惰性，抗热振、高强度和低比重的特点，而内层内层采用多孔的疏松材料，比刚度大，可以抵抗外层致密表面层由于温度大幅升高造成的热应力，保持整个热防护系统乃至整个气动外形在高温条件下比较高的稳定性。

优选的，所述热管31的形状为三角形，热管的三角形为上下两排相对排列。热管的壁面由高热沉的材料制造而成，诸如：金属铜、铜基复合材料和石墨烯，其主要特点为热导率高，能够吸收一定的热量。

请参见图2，热管31的形状为三角形，上下两排相对排列，这样的设计大大增加热管的换热效率，并且由于热管的形状为三角形，能够增强气动舵的承载能力和稳定性，使得气动舵能够承受更多的气动载荷，将防热结构和承载结构结合设计，减少了气动舵热防护结构的质量。

优选的，吸热装置32的厚度为5mm以上，且吸热装置32的厚度沿靠近气动舵前缘方向逐渐增大。吸热装置的材料为高热沉材料可以吸收防热蒙皮上的一部分热量，并且由于飞行器气动舵前缘尖锐部分的热流密度较大，因此在靠近前缘处，吸热装置的厚度应该较大一点，使得吸热装置能够吸收更多的热量和将前缘的热量疏导到气动舵的两侧，降低气动舵前缘的热流密度。并且在前缘尖锐处所承受的气动载荷也最大，厚度较大的吸热装置与之固定，可以增强前缘尖锐处的刚度，减小气动舵前缘的变形量。

优选的，所述的吸热装置32可以采用高热沉的吸热材料，例如：铜基复合材料和石墨烯。本发明实施例吸热装置32采用与飞行器气动舵外表面的防热蒙皮30相匹配的金属薄板，并且吸热装置固定安装在防热蒙皮30的内表面。吸热装置可以吸收和疏导气动舵前缘的热量，可以避免前缘尖锐处的热量过于集中，导致前缘烧蚀和热变形量大。

优选的，隔热层33由隔热材料制造而成，用来隔住经过上述热防护结构所剩余的热量，保证气动舵内部仪器设备的正常工作。

本发明另一实施例提供一种冷却剂循环系统，包括冷却剂储存箱1；冷却剂输送泵2、换热装置4以及上述所述的任意一种热防护结构3；

所述冷却剂输送泵2安装在飞行器靠近气动舵的端框上，换热装置4安装在燃料输出管道处，热防护结构3设置在飞行器气动舵的前缘尖锐处；

所述冷却剂储存箱1与所述冷却剂输送泵2相连，所述冷却剂输送泵2与热防护结构3相连，所述热防护结构3与换热装置4相连，所述换热装置4与冷却剂储存箱1相连，所述冷却剂储存箱1、冷却剂输送泵2、热防护结构3以及换热装置4相互形成冷却剂循环系统，所述冷却剂输送泵用以将冷却剂输送至热管内，以使热管内的冷却剂与吸热装置进行热量交换，从而使吸热装置冷却。

请参见图3，冷却剂的循环系统包括冷却剂储存箱1、冷却剂输送泵2、热管 3和换热装置4。当吸热装置达到一定的温度(在吸热装置中安装温度传感器，其温度可以由人为设置，但是人为设置的温度要受防热蒙皮材料的温度限制，防热蒙皮的温度超过一定的温度，就会被氧化或烧蚀，因此温度应该低于防热蒙皮的限制温度，一般用C/C材料的防热蒙皮在500-600度时会氧化，所以设置的温度为800k)，冷却剂输送泵2开始从冷却剂储存箱1向热管31中输送冷却剂，热管中的冷却剂与吸热装置进行热量交换，来降低吸热装置的温度，使得吸热装置能够持续工作，热量交换后的冷却剂由低温冷却剂变成高温冷却剂，高温冷区间继续经过管道输送至换热装置，在换热装置中，低温燃料与高温冷却剂进行换热，换热后的燃料由低温燃料变成高温燃料，而高温冷区剂变成低温冷却剂，再通过管道将低温冷区间输送至冷却剂储存箱，再通过冷却剂输送泵将低温冷却剂输送至热管与吸热装置进行热量交换，从而实现冷却剂的循环。在图3中，低温燃料从燃料入口5进入换热装置4，经过与冷却剂换热以后，换热后的高温燃料经燃料出口6排出，换热后的高温燃料经燃料出口6排出后，进入飞行器发动机内部的燃烧室中进行燃烧，为飞行器提供推力。冷却剂可以选用液态的氦气，因为液压的氦气温度低，换热能力强，物理化学性质稳定，不易发生安全事故。与吸热装置换热过后的高温氦气进入换热装置4，高温的氦气与低温的燃料进行热量交换，最后将冷却的氦气输送到冷却剂储存箱1中，从而组成了冷却剂循环系统。本发明实施例的燃料可以采用飞行器自身携带的燃料。图4-6为换热装置的示意图，该换热装置，用以使高温的氦气与低温的燃料进行热量交换。其工作原理是：低温的燃料进入换热装置，通过一段螺旋的管道(螺旋管道见图4所示)，在螺旋的管道中通入高温的氦气，并且燃料和氦气流动的方向相反，燃料的流向从右指向左(如图5所示)，氦气在螺旋管道内从左向右流动，使得低温燃料与螺旋管道内高温的氦气充分接触，低温的燃料会与高温的氦气进行热量交换，冷却高温的氦气，使得氦气能够继续与吸热装置进行热量交换，大大提高冷却剂的冷却效率。螺旋管道可以使其换热效果更好，可以理解的是，本发明实施例换热装置内的管道不限于螺旋管道。

本发明的又一实施例提供一种高超声速飞行器，包括上述所述的冷却剂循环系统。

Claims (8)

1.一种高超声速飞行器气动舵前缘的一体化热防护结构，其特征在于，所述热防护结构为一体化设计，包括：防热蒙皮(30)、热管(31)、吸热装置(32)和隔热层(33)，所述防热蒙皮(30)设置于气动舵前缘外表面，吸热装置(32)设置于防热蒙皮(30)的内表面，热管(31)与吸热装置(32)固定连接，且所述热管(31)设于吸热装置(32)的内表面，且隔热层(33)固定设置于热管(31)的内表面。

2.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述的防热蒙皮(30)由防热材料制造而成，防热蒙皮(30)的厚度为8-10mm。

3.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述热管(31)的形状为三角形，热管(31)的三角形为上下两排相对排列。

4.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，吸热装置(32)的厚度为5mm以上，且吸热装置(32)的厚度沿靠近气动舵前缘方向逐渐增大。

5.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述的吸热装置(32)为与飞行器气动舵外表面的防热蒙皮(30)相匹配的金属薄板，并且吸热装置固定安装在防热蒙皮(30)的内表面。

6.一种冷却剂循环系统，其特征在于，包括冷却剂储存箱(1)；冷却剂输送泵(2)、换热装置(4)以及权利要求1-5任意一项所述的热防护结构(3)；

所述冷却剂输送泵(2)安装在飞行器靠近气动舵的端框上，换热装置(4)安装在燃料输出管道处，热防护结构(3)设置在飞行器气动舵的前缘；

所述冷却剂储存箱(1)与所述冷却剂输送泵(2)相连，所述冷却剂输送泵(2)与热防护结构(3)相连，所述热防护结构(3)与换热装置(4)相连，所述换热装置(4)与冷却剂储存箱(1)相连，所述冷却剂储存箱(1)、冷却剂输送泵(2)、热防护结构(3)以及换热装置(4)相互形成冷却剂循环系统。

7.一种高超声速飞行器，其特征在于，包括权利要求1-5任意所述的热防护结构，所述热防护结构设置在飞行器气动舵的前缘。

8.一种高超声速飞行器，其特征在于，包括权利要求6所述的冷却剂循环系统。

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