CN210861777U

CN210861777U - 一种用于飞行器的制冷循环系统及飞行器

Info

Publication number: CN210861777U
Application number: CN201921504016.0U
Authority: CN
Inventors: 张玺; 魏一; 彭小波
Original assignee: Beijing Interstellar Glory Space Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing Star Glory Space Technology Co Ltd
Priority date: 2019-09-10
Filing date: 2019-09-10
Publication date: 2020-06-26
Anticipated expiration: 2029-09-10

Abstract

本实用新型提供一种用于飞行器的制冷循环系统，包括依次连通的引气增压器、换热器和膨胀机，所述引气增压器与飞行器的进气道连通；所述换热器的油路入口与飞行器的燃油储箱连通，所述换热器的油路出口与所述飞行器的发动机连通，用于将来自所述引气增压器的高温气体与来自所述燃油储箱的燃油在所述换热器内换热；所述膨胀机与飞行器连接，用于对所述飞行器的壳体或内部元件进行降温。该系统可以形成源源不断的低温空气冷源供应，将其用于飞行器的主动热防护可以满足飞行器远程长时间飞行的温控需求。同时，该系统无需采用较厚的防隔热层或携带大量冷源，有利于飞行器减重，从而提高飞行器的总体性能。

Description

一种用于飞行器的制冷循环系统及飞行器

技术领域

本实用新型涉及高速飞行器领域，具体涉及一种用于飞行器的制冷循环系统及飞行器。

背景技术

当飞行器在海拔20km～100km空间范围内以大于5倍声速的速度飞行时，飞行器会产生剧烈的气动加热现象，气动加热使得飞行器表面温度升高，严重情况下表面温度可以达到3000℃以上。表面温度过高会使高速飞行器发生烧蚀，同时使飞行器内部温度持续升高从而严重危及飞行器内部元件的安全性，使飞行器处于高危状态。随着高速飞行器航行距离越来越远、飞行时间越来越长，高速飞行器的热防护问题尤为突出，如何减轻飞行器烧蚀程度或使飞行器不被烧蚀，以及如何控制飞行器内部元件的温度，成为高速飞行器设计的关键问题。

对于长时间飞行的超高声速飞行器，需要在飞行器外表面设计较厚的防隔热层，或者在需要温控元器件周围布置较厚的相变吸热材料，或者携带大量冷源介质以备主动热防护使用。这些热防护方式都将增加飞行器的重量，严重影响飞行器的总体性能，同时限制了飞行器进行远程长时间飞行。因此，寻找一种新型热防护方法是目前飞行器急需解决的问题。

实用新型内容

因此，本实用新型要解决的技术问题在于克服现有飞行器热防护方法限制飞行器进行远程长时间飞行的缺陷，从而提供一种用于飞行器的制冷循环系统及飞行器。

为此，本申请采取的技术方案为，

本实用新型提供一种用于飞行器的制冷循环系统，包括依次连通的引气增压器、换热器和膨胀机，所述引气增压器与飞行器的进气道连通；

所述换热器的油路入口与飞行器的燃油储箱连通，所述换热器的油路出口与所述飞行器的发动机连通，用于将来自所述引气增压器的高温气体与来自所述燃油储箱的燃油在所述换热器内换热；

所述膨胀机与飞行器连接，用于对所述飞行器的壳体或内部元件进行降温。

进一步地，所述的制冷循环系统还包括冷源利用装置，所述冷源利用装置包括用于存储冷源的腔体，还包括，

第一气管，与所述腔体连通，具有第一出气端，所述第一出气端与所述飞行器的壳体连接，用于对所述飞行器的壳体降温；

第二气管，与所述腔体连通，具有第二出气端，所述第二出气端靠近所述内部元件设置，用于喷出冷源对所述内部元件进行降温。

进一步地，所述冷源利用装置还包括第三气管，设置于所述冷源利用装置的腔体上，具有第三出气端，所述第三出气端与所述飞行器的发动机连通，用于给所述飞行器的发动机供气。

进一步地，位于迎风面的所述飞行器的壳体上设置第一排气孔，所述第一排气孔与所述第一出气端连通；

位于背风面的所述飞行器的壳体上设置第二排气孔，所述第二排气孔与所述飞行器的壳体内部连通，用以将与所述内部元件换热后的冷源引至外界。

进一步地，所述第一排气孔与位于迎风面的所述飞行器的壳体前端的间距为所述飞行器的壳体长度的0～1/3；

所述第二排气孔与位于迎风面的所述飞行器的壳体前端的间距为所述飞行器的壳体长度的1/2～1。

进一步地，所述第一排气孔的直径为0.1-0.2mm，密度为5～300个/平方米；

所述第二排气孔的直径为1-2mm，密度为2.5*10³-10⁴个/平方米。

进一步地，所述换热器包括本体及设置于所述本体内的管束，所述引气增压器与所述管束的进气端连通，所述膨胀机与所述管束的出气端连通；

所述本体上设置所述油路入口和油路出口，所述油路入口和油路出口均与所述本体的内腔连通。

进一步地，所述管束为波浪形管束、螺旋形管束或双螺旋形管束。

进一步地，所述制冷循环系统还包括燃油增压输送器，设置于所述燃油储箱与所述油路入口之间，和/或设置于所述油路出口与所述发动机之间。

本实用新型还提供一种飞行器，采用本实用新型所述的制冷循环系统。

本实用新型技术方案，具有如下优点：

1.本实用新型提供的用于飞行器的制冷循环系统，包括依次连通的引气增压器、换热器和膨胀机，所述引气增压器与飞行器的进气道连通；所述换热器的油路入口与飞行器的燃油储箱连通，所述换热器的油路出口与所述飞行器的发动机连通，用于将来自所述引气增压器的高温气体与来自所述燃油储箱的燃油在所述换热器内换热；所述膨胀机与飞行器连接，用于对所述飞行器的壳体或内部元件进行降温。该系统可以形成源源不断的低温空气冷源供应，将其用于飞行器的主动热防护可以满足飞行器远程长时间飞行的温控需求。同时，该系统无需采用较厚的防隔热层或携带大量冷源，有利于飞行器减重，从而提高飞行器的总体性能。

2.本实用新型提供的用于飞行器的制冷循环系统，所述冷源利用装置包括用于存储冷源的腔体；与所述腔体连通的第一气管，其第一出气端与第一排气孔连通；与所述腔体连通的第二气管，其第二出气端靠近所述内部元件设置。所述腔室与所述第一排气孔连通，来自腔室的冷源通过所述第一排气孔排出可以在阻隔热空气侵入的同时对表面进行降温；所述第二气管一端与所述腔室连通，相对端靠近内部元件，以使来自腔室的冷源对内部元件进行吹气从而实现对内部元件的主动热防护。同时在所述飞行器的背风面的壳体上设置第二排气孔，所述第二排气孔与所述飞行器的壳体内部连通，用以将与所述内部元件换热后的冷源引至外界。第二排气孔的设置可以将主动热防护后的空气从飞行器排入大气环境，降低了飞行器壳体内部的压力和温度，提高了系统的可靠性和飞行安全性能。

3.本实用新型提供的用于飞行器的制冷循环系统，所述冷源利用装置的腔体上设置第三气管，与所述飞行器的发动机连通，可以在给所述飞行器的发动机供气的同时对发动机进行降温，提高了对冷源的利用率。

4.本实用新型提供的用于飞行器的制冷循环系统，所述第一排气孔与位于迎风面的所述飞行器的壳体前端的间距为所述飞行器的壳体长度的0～1/3；所述第二排气孔与位于迎风面的所述飞行器的壳体前端的间距为所述飞行器的壳体长度的1/2～1。飞行器壳体在飞行过程中发生烧蚀变形的位置主要为迎风面前端0～1/3处，该区域为进行热防护的主要区域，因此设置第一排气孔对该区域进行降温；对内部元件进行降温后的冷源温度升高，因此远离该区域设置第二排气孔。具体的，所述第一排气孔的直径为0.1-0.2mm，密度为5～300个/平方米；所述第二排气孔的直径为1-2mm，密度为2.5*10³-10⁴个/平方米。第一排气孔的合理直径可以在保证冷源顺利排出的同时提高制冷效果；第二排气孔的合理直径可以在保证换热冷源排出的同时隔绝外界气体的进入，从而保证飞行器壳体内部不发生温度积累。第一排气孔与第二排气孔合理的直径与密度，可以保证飞行器内部气体的顺利排出，避免由于压力增大造成安全事故的发生。

5.本实用新型提供的用于飞行器的制冷循环系统，所述换热器包括本体及设置于所述本体内的管束，所述引气增压器与所述管束的进气端连通，所述膨胀机与所述管束的出气端连通；所述本体上设置所述油路入口和油路出口，所述油路入口和油路出口均与所述本体的内腔连通。来自所述引气增压器的高温气体由所述管束的进气端进入管束，来自燃油储箱的燃油由油路入口进入壳体，高温气体与常温燃油在换热器内换热后，气体由所述气体出口流出继而进入膨胀机，燃油由所述油路出口流出继而进入发动机。通过高温气体与常温燃油进行换热，将空气的热量传递燃油，可以在得到低温空气冷源的同时，获得有一定温升的燃油，提高燃油的燃烧效率。同时，所述管束采用波浪形管束、螺旋形管束或双螺旋形管束，管束外表面积大，从而可以提高来自高温气体与常温燃油在换热器中的接触面积，继而提高了换热效果，使燃油以更高的温度进入发动机，提高了燃油的燃烧效率，空气以更低的温度进入膨胀机，从而提高了整体的制冷效果。

6.本实用新型提供的用于飞行器的制冷循环系统，燃油增压输送器设置于所述燃油储箱与所述油路入口之间，和/或设置于所述油路出口与所述发动机之间，通过对燃油进行增压，增大管路中的压强差，使其流入所述换热器参与换热，并流向发动机进行燃烧。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本实用新型的一些实施方式，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本实用新型实施例中用于飞行器的制冷循环系统的结构示意图；

图2为本实用新型实施例中用于飞行器的制冷循环系统工作时的p-v图，横坐标v表示空气介质比体积(单位：m³/kg)，纵坐标p表示空气介质压力(单位：Pa)；

图3为本实用新型实施例中用于飞行器的制冷循环系统工作时的T-s图，横坐标s表示空气介质比熵(单位：J/(kg·K))，纵坐标字母T表示空气介质温度(单位：K)；

附图标记：

1-进气道；2-发动机；3-引气增压器；4-换热器；5-膨胀机；6-冷源利用装置；7-燃油储箱；8-燃油增压输送器；9-管束的进气端；10-管束的出气端；11-油路入口；12-油路出口。

具体实施方式

下面将结合附图对本实用新型的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，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实用新型的限制。

在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。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实用新型中的具体含义。

此外，下面所描述的本实用新型不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

本实施例提供一种用于飞行器的制冷循环系统，如图1所示，制冷循环系统包括依次连通的引气增压器3、换热器4和膨胀机5，引气增压器3与飞行器的进气道1连通；

换热器4的油路入口11与飞行器的燃油储箱7连通，换热器4的油路出口12与飞行器的发动机2连通，用于将来自引气增压器3的高温气体与来自燃油储箱7的燃油在换热器4内换热；在本实施例中，飞行器的发动机2为冲压发动机；

膨胀机5与飞行器连接，用于对飞行器的壳体或内部元件进行降温；在本实施例中，飞行器的壳体的形状可根据需要选择，例如飞行器为吸气式火箭时，飞行器的壳体的形状可为具有尖端的圆柱状。

上述制冷循环系统可以形成源源不断的低温空气冷源供应，将其用于飞行器的主动热防护可以满足飞行器远程长时间飞行的温控需求。同时，该系统无需采用较厚的防隔热层或携带大量冷源，有利于飞行器减重，从而提高飞行器的总体性能。

在具体实施例中，制冷循环系统还包括冷源利用装置6，冷源利用装置6包括用于存储冷源的腔体，还包括，

第一气管，与腔体连通，具有第一出气端，第一出气端与飞行器的壳体连接，用于对飞行器的壳体降温；

第二气管，与腔体连通，具有第二出气端，第二出气端靠近内部元件设置，用于喷出冷源对内部元件进行降温。

进一步地，位于迎风面的飞行器的壳体上设置第一排气孔，第一排气孔与第一出气端连通；第一排气孔的形状根据需要选择，例如可为圆孔状；

位于背风面的飞行器的壳体上设置第二排气孔，第二排气孔与飞行器的壳体内部连通，用以将与内部元件换热后的冷源引至外界；第二排气孔的形状根据需要选择，例如可为圆孔状。

本实用新型中，迎风面和背风面是指飞行器过程中面对着风的方向一侧为迎风面，背离风的一侧为背风面。

腔室与第一排气孔连通，来自腔室的冷源通过第一排气孔排出可以在阻隔热空气侵入的同时对表面进行降温；第二气管一端与腔室连通，相对端靠近内部元件，以使来自腔室的冷源对内部元件进行吹气从而实现对内部元件的主动热防护。同时在飞行器的背风面的壳体上设置第二排气孔，第二排气孔与飞行器的壳体内部连通，用以将与内部元件换热后的冷源引至外界。第二排气孔的设置可以将主动热防护后的空气从飞行器排入大气环境，降低了飞行器壳体内部的压力和温度，提高了系统的可靠性和飞行安全性能。

进一步地，所述冷源利用装置6还包括第三气管，设置于冷源利用装置6的腔体上，具有第三出气端，第三出气端与飞行器的发动机2连通，可以在给飞行器的发动机2供气的同时对发动机2进行降温，提高了对冷源的利用率。

具体的，第一排气孔与位于迎风面的飞行器的壳体前端的间距为飞行器的壳体长度的0～1/3；第二排气孔与位于迎风面的飞行器的壳体前端的间距为飞行器的壳体长度的1/2～1。飞行器壳体在飞行过程中发生烧蚀变形的位置主要为迎风面前端0～1/3处，该区域为进行热防护的主要区域，因此设置第一排气孔对该区域进行降温；对内部元件进行降温后的冷源温度升高，因此远离该区域设置第二排气孔。

具体的，第一排气孔的直径为0.1-0.2mm，密度为5～300个/平方米；第二排气孔的直径为1-2mm，密度为2.5*10³-10⁴个/平方米。飞行器中不同区域可以以相同的直径与密度设置第一排气孔与第二排气孔，可以结合飞行器具体情况进行合理设置。第一排气孔的合理直径可以在保证冷源顺利排出的同时提高制冷效果；第二排气孔的合理直径可以在保证换热冷源排出的同时隔绝外界气体的进入，从而保证飞行器壳体内部不发生温度积累。第一排气孔与第二排气孔合理的直径与密度，可以保证飞行器内部气体的顺利排出，避免由于压力增大造成安全事故的发生。

进一步地，换热器4包括本体及设置于本体内的管束，引气增压器3与管束的进气端9连通，膨胀机5与管束的出气端10连通；本体上设置油路入口11和油路出口12，油路入口11和油路出口12均与本体的内腔连通。来自引气增压器3的高温气体由管束的进气端9进入管束，来自燃油储箱7的燃油由油路入口11进入壳体，高温气体与常温燃油在换热器4内换热后，气体由气体出口流出继而进入膨胀机5，燃油由油路出口12流出继而进入发动机2。通过高温气体与常温燃油进行换热，将空气的热量传递燃油，可以在得到低温空气冷源的同时，获得有一定温升的燃油，提高燃油的燃烧效率。同时，管束采用波浪形管束、螺旋形管束或双螺旋形管束，管束外表面积大，从而可以提高来自高温气体与常温燃油在换热器4中的接触面积，继而提高了换热效果，使燃油以更高的温度进入发动机2，提高了燃油的燃烧效率，空气以更低的温度进入膨胀机5，从而提高了整体的制冷效果。

进一步地，制冷循环系统还包括燃油增压输送器8，设置于燃油储箱7与油路入口11之间，和/或设置于油路出口12与发动机2之间，通过对燃油进行增压，增大管路中的压强差，使其流入换热器4参与换热，并流向发动机2进行燃烧。

此外，需要说明的是，根据需要，上述制冷循环系统可以设置在飞行器的壳体内腔中，这样可以方便和飞行器集成在一起，减少飞行器的整体体积；当然，作为另外一种实施方式，上述制冷循环系统还可以设置于飞行器的壳体外侧。

实施例2

本实施例提供一种飞行器，采用上述实施例1中的制冷循环系统，具体地，飞行器可为火箭、导弹、飞机等，这些飞行器为吸气式飞行器；

此外，吸气式飞行器在飞行过程中，上述制冷循环系统的工作原理如下：

1)初始状态：确认飞行器所处空间空气的温度和压力，即对应图2和图3中的状态①；

2)吸气增压：初始状态的空气吸入飞行器，经过进气道1压缩，空气的温度和压力均升高，即对应图2和图3中的状态②；

3)引气增压：从进气道1末端引出少量空气，一般引出空气的量不超过飞行器吸入空气总量的3％～5％，此时引出空气的压力为0.2～0.3MPa，温度为100～200℃。引出的空气进入引气增压器3，通过增加空气的压力进一步提高空气的温度，增压后的空气的压力可达到1～3MPa，温度可达到400～700℃，即对应图2和图3中的状态③；

4)换热降温：常温燃油从燃油储箱7流出，经过燃油增压输送器8增压，从油路入口11进入流出换热器4；从引气增压器流出的高压高温空气由管束的进气端9进入换热器4与燃油换热，换热后空气由管束的出气端10流出，温度降低至200～300℃，压力降低10％，即对应图2和图3中的状态④；换热后燃油由油路出口流出12，燃油温度达到80～120℃，继而燃油进入发动机参与燃烧；

5)膨胀降温：从换热器流出的空气进入膨胀机5，通过降低空气的压力进一步降低空气的温度，压力降低至0.1～0.2MPa，温度降低至0℃以下，即对应图2和图3中的状态⑤，至此获得可利用的冷源空气，冷源空气的温度比环境温度低，冷源空气的压力比环境压力高从而有利于冷源气体的流动和喷出以发挥良好的制冷作用；

6)冷源利用：冷源空气进入冷源利用装置6中的腔体，冷源通过第一排气孔排出可以在阻隔热空气侵入的同时对表面进行降温；冷源通过第二气管对内部元件吹气从而实现对内部元件的主动热防护。进一步地，部分冷源通过第三气管进入发动机2，在给发动机2供气的同时对发动机2进行降温；

7)排放：换热后的冷源通过第二排气孔排入大气环境。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。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。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本实用新型创造的保护范围之中。

Claims

1.一种用于飞行器的制冷循环系统，其特征在于，包括依次连通的引气增压器、换热器和膨胀机，所述引气增压器与飞行器的进气道连通；

2.根据权利要求1所述的制冷循环系统，其特征在于，还包括冷源利用装置，所述冷源利用装置包括用于存储冷源的腔体，还包括，

3.根据权利要求2所述的制冷循环系统，其特征在于，所述冷源利用装置还包括，

第三气管，设置于所述冷源利用装置的腔体上，具有第三出气端，所述第三出气端与所述飞行器的发动机连通，用于给所述飞行器的发动机供气。

4.根据权利要求3所述的制冷循环系统，其特征在于，位于迎风面的所述飞行器的壳体上设置第一排气孔，所述第一排气孔与所述第一出气端连通；

5.根据权利要求4所述的制冷循环系统，其特征在于，所述第一排气孔与位于迎风面的所述飞行器的壳体前端的间距为所述飞行器的壳体长度的0～1/3倍；

所述第二排气孔与位于迎风面的所述飞行器的壳体前端的间距为所述飞行器的壳体长度的1/2～1倍。

6.根据权利要求4或5所述的制冷循环系统，其特征在于，所述第一排气孔的直径为0.1-0.2mm，密度为5～300个/平方米；

7.根据权利要求1-5中任一项所述的制冷循环系统，其特征在于，所述换热器包括本体及设置于所述本体内的管束，所述引气增压器与所述管束的进气端连通，所述膨胀机与所述管束的出气端连通；

8.根据权利要求7所述的制冷循环系统，其特征在于，所述管束为波浪形管束、螺旋形管束或双螺旋形管束。

9.根据权利要求8所述的制冷循环系统，其特征在于，还包括燃油增压输送器，设置于所述燃油储箱与所述油路入口之间，和/或设置于所述油路出口与所述发动机之间。

10.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1-9中任一项所述的制冷循环系统。