CN108263623A - 一种飞航导弹尾舱结构 - Google Patents

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CN108263623A CN201710001468.6A CN201710001468A CN108263623A CN 108263623 A CN108263623 A CN 108263623A CN 201710001468 A CN201710001468 A CN 201710001468A CN 108263623 A CN108263623 A CN 108263623A
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孟祥男
孙磊
严超
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Beijing Research Institute of Mechanical and Electrical Technology
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D37/00—Arrangements in connection with fuel supply for power plant
    • B64D37/02—Tanks
    • B64D37/04—Arrangement thereof in or on aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D29/00—Power-plant nacelles, fairings, or cowlings
    • B64D29/06—Attaching of nacelles, fairings or cowlings

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

本发明实施例公开的一种飞航导弹尾舱结构，涉及飞航导弹尾舱设计技术，能够解决尾舱内环境温度过高问题。小型涡扇发动机安放在所述尾舱内，小型涡扇发动机的滑油箱外表面和尾舱内壁面之间通过铜导索连接，铜导索将滑油箱的热量以热传导的方式导至尾舱舱体外壁，主要用于飞航导弹尾舱设计。

Description

一种飞航导弹尾舱结构
技术领域
本发明涉及飞航导弹尾舱设计技术领域，尤其涉及一种飞航导弹尾舱结构。
背景技术
随着尺寸小、质量轻、油耗小、成本低、维护使用方便的弹用小型涡扇发动机技术越发成熟，其被越来越广泛的应用到亚声速远程长航时的飞航导弹型号动力***当中。其中滑油箱是发动机滑油***的重要组成部分，其为发动机轴承、齿轮等提供滑油，以减少摩擦与磨损，并带走其所产生的热量，是发动机机械***的重要组成部分，决定发动机能否安全且可靠地工作。小型涡扇发动机通常安装于弹体尾舱内，而其高温的滑油箱会导致整个尾舱内环境温度过高，影响舱内设备及发动机本身的可靠工作。而滑油箱本身设计又需要向外散热以保证滑油温度不会过高。因此给尾舱内的热环境设计带来较大困难。过去型号航时、射程较短，这一问题并不突出，随着新型号航时、射程等战技指标的不断提高，其已成为型号总体设计中亟待解决的问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种飞航导弹尾舱结构，能够解决尾舱内环境温度过高问题。
本发明的技术解决方案：
一种飞航导弹尾舱结构，小型涡扇发动机安放在所述尾舱1内，小型涡扇发动机的滑油箱2外表面和尾舱1内壁面之间通过铜导索3连接，铜导索3将滑油箱2的热量以热传导的方式导至尾舱1舱体外壁。
进一步的，铜导索3与滑油箱2和尾舱1的接触面涂覆导热硅脂5以减少接触热阻。
进一步的，铜导索3裸露表面包覆隔热材料以隔绝其向尾舱1内环境的散热途径。
进一步的，所述隔热材料为气凝胶4。
本发明实施例提供的一种飞航导弹尾舱结构，以铜导索传热为主要热传导方式，两端通过可靠连接分别与发动机的滑油箱和尾舱壁面连接固定。可以使滑油箱原本向尾舱内散出的热量改为向舱体外壁面散热，由于滑油箱与舱体壁面之间温差很大，滑油箱与舱壁的垂直距离较小，且铜为热的良导体材料，根据傅里叶导热公式采用较小的铜导索截面积即可获得较大的导热热流，使得附加装置的重量不会太大。传导至舱壁的热量在导弹高亚声速巡航飞行过程中外部强制对流换热作用会将这部分热量很快带走。既保证了滑油箱的有效散热，又有效降低尾舱内环境温度提高舱内电子设备的工作可靠性，同时装置附加质量小、对其他***及结构的设计影响较小、同时铜导索属于柔性结构故对振动等力学环境影响较小，是一种简单有效的尾舱温控设计方法。
附图说明
所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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为本发明实施例提供的一种飞航导弹尾舱结构的结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。
在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。
本发明实施例提供一种飞航导弹尾舱结构，如图1所示，小型涡扇发动机安放在所述尾舱1内，小型涡扇发动机的滑油箱2外表面和尾舱1内壁面之间通过铜导索3连接，铜导索3将滑油箱2的热量以热传导的方式导至尾舱1舱体外壁。
关于铜导索的设计参数，可以通过以下过程获取：
首先计算滑油箱向舱内的初始散热量：
式中Q为滑油箱向舱内的散热量，h为尾舱内等效对流换热系数，Ag为滑油箱外表面积，Tg为滑油箱表面温度，Ta为舱内等效空气温度，ε为***发射率，σ为黑体辐射常数，Tw为舱体外壁面温度。
根据计算得到的滑油箱向舱内的初始散热量，计算所需的铜导索导热截面积：
式中Ac为铜导索导热截面积，L为铜导索有效长度，λ为铜导索材料热导率。
根据计算的铜导索导热截面积，选取适当的铜导索厚度，考虑铜导索的柔性可取为1-4mm，计算相应的宽度。
根据铜导索的设计参数进行加工生产。中间导索部分由细铜丝编织而成，两端的固定安装结构设计需保证与滑油箱表面、弹体舱壁表面的可靠固定与接触，导索部分与两端的固定安装结构采用扩散焊工艺可靠连接。两端固定安装结构分别与滑油箱和舱体壁面紧密接触并固定连接，接触面需涂抹不超过0.2mm的导热硅脂，以减小接触热阻。安装好铜导索后用一定厚度的气凝胶材料对铜导索裸露表面进行包覆。
进一步的，铜导索3与滑油箱2和尾舱1的接触面涂覆导热硅脂5以减少接触热阻。
进一步的，铜导索3裸露表面包覆隔热材料以隔绝其向尾舱1内环境的散热途径。
进一步的，所述隔热材料为气凝胶4。
本发明实施例提供的一种飞航导弹尾舱结构，以铜导索传热为主要热传导方式，两端通过可靠连接分别与发动机的滑油箱和尾舱壁面连接固定，在接触面上采用导热硅脂或导热片等方式以减少接触热阻，同时在铜导索裸露表面采用气凝胶等隔热材料包覆以减少向舱内散热。这样的设计可以使滑油箱原本向尾舱内散出的热量改为向舱体外壁面散热，由于滑油箱与舱体壁面之间温差很大，滑油箱与舱壁的垂直距离较小，且铜为热的良导体材料，根据傅里叶导热公式采用较小的铜导索截面积即可获得较大的导热热流，使得附加装置的重量不会太大。传导至舱壁的热量在导弹高亚声速巡航飞行过程中外部强制对流换热作用会将这部分热量很快带走。气凝胶的密度小、导热率非常低，采用气凝胶材料对铜导索裸露表面进行包覆，占用舱内空间小、可有效阻断高温壁面向舱内环境散热的途径。这一设计方法既保证了滑油箱的有效散热，又有效降低尾舱内环境温度提高舱内电子设备的工作可靠性，同时装置附加质量小、对其他***及结构的设计影响较小、同时铜导索属于柔性结构故对振动等力学环境影响较小，是一种简单有效的尾舱温控设计方法。
如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。
应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。
这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。
本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (4)

1.一种飞航导弹尾舱结构，其特征在于，小型涡扇发动机安放在所述尾舱(1)内，小型涡扇发动机的滑油箱(2)外表面和尾舱(1)内壁面之间通过铜导索(3)连接，铜导索(3)将滑油箱(2)的热量以热传导的方式导至尾舱(1)舱体外壁。
2.根据权利要求1所述的飞航导弹尾舱结构，其特征在于，铜导索(3)与滑油箱(2)和尾舱(1)的接触面涂覆导热硅脂(5)以减少接触热阻。
3.根据权利要求2所述的飞航导弹尾舱结构，其特征在于，铜导索(3)裸露表面包覆隔热材料以隔绝其向尾舱(1)内环境的散热途径。
4.根据权利要求3所述的飞航导弹尾舱结构，其特征在于，所述隔热材料为气凝胶(4)。
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Title
苗建印等: "航天器热传输技术研究进展", 《航天器工程》 *

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