CN105000166A - 一种用于高马赫飞行器的隔热结构 - Google Patents

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魏绍斌
张学军
唐思熠
李能
张庆茂
杨家勇
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本发明涉及一种用于高马赫飞行器的隔热结构设计原理，采用该原理设计高马赫飞行器的隔热结构，可以在保证隔热效果的前提下减轻隔热结构重量。原理是利用高速流动的空气带走热量并排出飞行器外部，达到隔热的目的。主要用于高马赫飞行器需要隔热部位的结构设计。

Description

一种用于高马赫飞行器的隔热结构
一、技术领域
本发明涉及一种用于高马赫飞行器的隔热结构设计原理，采用该原理设计高马赫飞行器的隔热结构，可以在保证隔热效果的前提下减轻隔热结构重量，进一步实现飞行器的整体减重。主要用于高马赫飞行器需要隔热部位的结构设计。
二、背景技术
高马赫飞行器，在进出大气层时，飞行器表面与空气剧烈摩擦，会导致飞行器表面温度急剧升高。以6马赫飞行器为例，其头锥、机翼前缘的温度最高可达1600℃，为了保证飞行内部零部件的正常功能，必须使其内部温度控制在较低的水平，常规低速飞行器所用的普通结构难以胜任，需要采用特殊的隔热结构设计。
高马赫飞行器的隔热结构要求在保证隔热效果的同时减轻结构的重量。现有的隔热结构设计原理是利用隔热材料低的热导率来实现隔热功能，具体来说是在隔热结构内部粘贴隔热毡或在外部粘贴刚性隔热瓦1的方法，如图1所示，这种方式是将隔热材料通过胶粘剂粘贴在金属蒙皮2上，装配过程复杂，连接强度较低，更重要的是这种设计引入了隔热材料，会增加整个飞行器的重量。
本发明采用新的隔热结构设计原理，摈弃传统方法所采用的隔热材料，利用高速流动的空气带走热量来实现对隔热结构的冷却，在保证隔热效果的同时可有效减轻结构重量。
三、发明内容
本发明提供一种高马赫飞行器隔热结构的设计原理，利用高速流动的空气带走热量并排出飞行器外部，达到隔热的目的。基本方法是将隔热结构设计成带有气体冷却通道或管路的空心夹层结构，将发动机中未参与燃烧的冷空气或是大气层中的冷空气引入到气体冷却通道中，对隔热结构进行强制冷却，最后将高温空气排放到大气中。
本发明的优点
本发明提供一种高马赫飞行器隔热结构的设计原理，利用高速流动的空气带走热量并排出飞行器外部，达到隔热的目的。采用该原理设计高马赫飞行器隔热结构，摈弃了传统方法所采用的填充粘贴隔热材料的设计，改用带有气体冷却通道或管路的空心夹层结构，以实现结构功能一体化。
本发明在保证隔热效果的同时，不但可以简化装配过程，提高结构强度，更重要的无需再填充或粘贴隔热材料，对飞行器着重有重要意义。
四、附图说明
图1为现有技术隔热结构的示意图；
图2为隔热结构的模块化设计的示意图；
图3为立板式隔热结构的示意图；
图4为三角板式隔热结构的示意图；
图5为锥形夹层隔热结构的示意图；
1-隔热毡或刚性隔热瓦，2-金属蒙皮，3-模块，4-蒙皮，5-机体，6-支撑结构。
五、具体实施方式
具体实施方式是：根据飞行器的温度分布及气动外形对隔热结构进行设计，针对不同的部位设计不同的形式的带有气体冷却通道的空心夹层结构模块3，可进行数个模块之间的串联或并联，从发动机或大气中引入冷空气对隔热结构进行冷却，最后排放到大气中。
具体的隔热结构为：所述的隔热结构包括蒙皮4、飞行器的机体5以及支撑结构6，所述的支撑结构支撑于蒙皮与飞行器的机体之间，由蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构形成冷却通道，所述的冷却通道与冷气源相通，通过冷气带走蒙皮的热量，对高马赫飞行器进行散热。
更进一步为：所述的支撑结构6为支撑板或支撑立柱。
更进一步为：所述的机体5为飞行器的迎风部位。
更进一步为：冷气源为发动机中未参与燃烧的冷空气或是引入到所述冷却通道中的大气层冷空气。
特别是，模块化的高马赫飞行器的隔热结构，所述的隔热结构包括多个模块，每个模块均包括蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构，所述的支撑结构支撑于蒙皮与飞行器的机体之间，由蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构形成冷却通道，通过冷气带走蒙皮的热量，对高马赫飞行器进行散热；每个模块之间气路相通，通过各个模块的组合形成一个完整的冷却气路，并且其中一个模块的冷却通道与冷气源相通。
特别是，模块化的高马赫飞行器的隔热结构，所述的隔热结构包括多个模块，每个模块均包括蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构，所述的支撑结构支撑于蒙皮与飞行器的机体之间，由蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构形成冷却通道，通过冷气带走蒙皮的热量，对高马赫飞行器进行散热；每个模块之间相互独立，每个模块单独形成一个完整的冷却气路，并且每个模块的冷却通道均与冷气源相通。
所述的隔热结构具有多种结构，如下所述：
1)、立板夹层隔热结构
1.根据结构在飞行器的使用部位选定结构材料并设计结构外形。
2.在结构内部采用采用立板式夹层气体冷却通道，如图3所示。
3.将结构模块装配至飞行器相应部位。
4.引入冷却气体对结构进行强制冷却。
2)三角夹层隔热结构
1.根据结构在飞行器的使用部位选定结构材料并设计结构外形。
2.在结构内部采用采用三角夹层气体冷却通道，如图4所示。
3.将结构模块装配至飞行器相应部位。
4.引入冷却气体对结构进行强制冷却。
3)锥形夹层隔热结构
1.根据结构在飞行器的使用部位选定结构材料并设计结构外形。
2.在结构内部采用采用锥开气体冷却通道，如图5所示。
3.将结构模块装配至飞行器相应部位。
4.引入冷却气体对结构进行强制冷却。
4)蜂窝夹层隔热结构
1.根据结构在飞行器的使用部位选定结构材料并设计结构外形。
2.在结构内部采用采用蜂窝夹层气体冷却通道。
3.将结构模块装配至飞行器相应部位。
4.引入冷却气体对结构进行强制冷却。

Claims (9)

1.一种高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：所述的隔热结构包括蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构，所述的支撑结构支撑于蒙皮与飞行器的机体之间，由蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构形成冷却通道，所述的冷却通道与冷气源相通，通过冷气带走蒙皮的热量，对高马赫飞行器进行散热。
2.根据权利要求1所述的高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：所述的支撑结构为支撑板或支撑立柱。
3.根据权利要求1或2所述的高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：所述的机体为飞行器的迎风部位。
4.根据权利要求1或2所述的高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：冷气源为发动机中未参与燃烧的冷空气或是引入到所述冷却通道中的大气层冷空气。
5.根据权利要求1或2所述的高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：所述的隔热结构为立板夹层隔热结构、三角夹层隔热结构、锥形夹层隔热结构、蜂窝夹层隔热结构。
6.一种模块化的高马赫飞行器的隔热结构，所述的隔热结构包括多个模块，每个模块均包括蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构，所述的支撑结构支撑于蒙皮与飞行器的机体之间，由蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构形成冷却通道，通过冷气带走蒙皮的热量，对高马赫飞行器进行散热；每个模块之间气路相通，通过各个模块的组合形成一个完整的冷却气路，并且其中一个模块的冷却通道与冷气源相通。
7.根据权利要求6所述的高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：所述的隔热结构为立板夹层隔热结构、三角夹层隔热结构、锥形夹层隔热结构、蜂窝夹层隔热结构。
8.一种模块化的高马赫飞行器的隔热结构，所述的隔热结构包括多个模块，每个模块均包括蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构，所述的支撑结构支撑于蒙皮与飞行器的机体之间，由蒙皮、飞行器的机体以及支撑结构形成冷却通道，通过冷气带走蒙皮的热量，对高马赫飞行器进行散热；每个模块之间相互独立，每个模块单独形成一个完整的冷却气路，并且每个模块的冷却通道均与冷气源相通。
9.根据权利要求8所述的高马赫飞行器的隔热结构，其特征是：所述的隔热结构为立板夹层隔热结构、三角夹层隔热结构、锥形夹层隔热结构、蜂窝夹层隔热结构。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106197938A (zh) * 2016-06-28 2016-12-07 中国航天空气动力技术研究院 自由射流测力试验模型新型隔热***

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4671348A (en) * 1985-05-21 1987-06-09 Mcdonnell Douglas Corporation Transverse flow edge heat pipe
US4786015A (en) * 1986-12-31 1988-11-22 Sundstrand Corporation Structural cooling unit
JPH04271999A (ja) * 1991-02-25 1992-09-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却構造体の製造方法
US20030087049A1 (en) * 2001-11-02 2003-05-08 Dieter Hachenberg Ventilated double-walled composite aircraft fuselage shell
US20090101755A1 (en) * 2007-10-17 2009-04-23 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
CN101636314A (zh) * 2007-02-23 2010-01-27 空中客车德国有限公司 飞行器或航天器的舱体以及使所述舱体主动隔绝的方法
US20110100747A1 (en) * 2006-05-24 2011-05-05 Airbus Operations Gmbh Sandwich element for the sound-absorbing inner cladding of means of transport, especially for the sound-absorbing inner cladding of aircraft
CN102145747A (zh) * 2011-03-22 2011-08-10 北京航空航天大学 一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构
CN102427936A (zh) * 2009-06-01 2012-04-25 波音公司 用于以微型桁架为基的结构隔热层的方法和设备

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4671348A (en) * 1985-05-21 1987-06-09 Mcdonnell Douglas Corporation Transverse flow edge heat pipe
US4786015A (en) * 1986-12-31 1988-11-22 Sundstrand Corporation Structural cooling unit
JPH04271999A (ja) * 1991-02-25 1992-09-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd 冷却構造体の製造方法
US20030087049A1 (en) * 2001-11-02 2003-05-08 Dieter Hachenberg Ventilated double-walled composite aircraft fuselage shell
US20110100747A1 (en) * 2006-05-24 2011-05-05 Airbus Operations Gmbh Sandwich element for the sound-absorbing inner cladding of means of transport, especially for the sound-absorbing inner cladding of aircraft
CN101636314A (zh) * 2007-02-23 2010-01-27 空中客车德国有限公司 飞行器或航天器的舱体以及使所述舱体主动隔绝的方法
US20090101755A1 (en) * 2007-10-17 2009-04-23 Lockheed Martin Corporation System, method, and apparatus for leading edge structures and direct manufacturing thereof
CN102427936A (zh) * 2009-06-01 2012-04-25 波音公司 用于以微型桁架为基的结构隔热层的方法和设备
CN102145747A (zh) * 2011-03-22 2011-08-10 北京航空航天大学 一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106197938A (zh) * 2016-06-28 2016-12-07 中国航天空气动力技术研究院 自由射流测力试验模型新型隔热***
CN106197938B (zh) * 2016-06-28 2018-11-23 中国航天空气动力技术研究院 自由射流测力试验模型隔热***

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