CN108657442B - 飞行器及热防护*** - Google Patents

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Abstract

本公开提出一种飞行器及热防护***，属于航空飞行器技术领域。该热防护***应用于飞行器，飞行器包括机头、机身和机翼。其中，热防护***包括第一回路、第二回路和动力供给装置。第一回路包括第一热源管路和第一冷源管路，第一热源管路设于机头或机翼前沿，第一冷源管路设于机身背风面。第二回路包括第二热源管路和第二冷源管路，第二热源管路设于机身迎风面，第二冷源管路设于机身背风面。动力供给装置连接于第一回路和第二回路，用于驱动流体介质在第一回路和第二回路内循环流动。该热防护通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。

Description

飞行器及热防护***
技术领域
本公开属于航空飞行器技术领域，具体而言，涉及一种热防护***及具有该热防护***的飞行器。
背景技术
飞行器在临近空间以高超声速飞行时，由于激波压缩以及气流与飞行器外表面剧烈摩擦，导致飞行器局部区域受到严重的气动加热。为了保证飞行器机身及其内部环境在允许的温度范围内正常工作，需进行有效的结构热防护设计。典型的高超声速飞行器热防护***可分为三类：被动式热防护、半被动式热防护和主动式热防护。
被动式热防护的基本原理是将热量由飞行器机身结构表面辐射出去或者由飞行器机身结构存储，无需利用冷却流体介质来吸收热量，其典型方案有：热沉结构、热结构和隔热结构。热沉结构依靠自身的热容吸收热量，当吸收的热量达到一定值之后，该结构的热防护功能将失效，若要增大吸热量则需增加热沉结构的体积和重量，该结构的防热效率较低，不适用于在临近空间长时间工作的高超声速飞行器。热结构和隔热结构主要依靠辐射散热，其对飞行器机身外表面光洁度、涂层等因素有特殊要求，其飞行环境的适用性较差。
半被动式热防护的基本原理是利用工质或者流体介质将热量带走，其典型方案有：烧蚀结构和热管结构。烧蚀结构依靠不断烧熔、气化机身外表面材料来带走入射的热量，导致机身外形发生改变，从而改变飞行器的气动力特性，同时该热防护结构不适用于在临近空间长时间工作的高超声速飞行器。热管结构换热介质流动的驱动力来自毛细作用，其内部流动和传热机理十分复杂，包含复杂的气液耦合流动问题以及气液相变传热问题，同时热管壁面与飞行器机身壁面的接触热阻严重影响热管结构的热防护效果。
主动式热防护结构的基本原理是热量全部或绝大部分由工质或冷却流带走，剩余很小一部分被反射掉，其典型方案有：液膜冷却、发汗冷却和对流冷却。液膜冷却和发汗冷却需要不断地消耗冷却介质，该热防护方案不适用于在临近空间长时间工作的高超声速飞行器。对流冷却需要外部提供额外的驱动力驱使冷却剂在通道或者管路中流动，该防护方案也需要不断地消耗冷却剂或者需要解决冷却剂加热之后的放热问题。
需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。
发明内容
本公开提供一种能够调节温度的飞行器及热防护***。
根据本公开的一个方面，提供一种热防护***，应用于飞行器，所述飞行器包括机头、机身和机翼，所述热防护***包括：
第一回路，包括第一热源管路和第一冷源管路，所述第一热源管路设于所述机头或所述机翼前沿，所述第一冷源管路设于所述机身背风面；
第二回路，包括第二热源管路和第二冷源管路，所述第二热源管路设于所述机身迎风面，所述第二冷源管路设于所述机身背风面；
动力供给装置，连接于所述第一回路和所述第二回路，用于驱动流体介质在所述第一回路和所述第二回路内循环流动。
在本公开的一种示例性实施例中，所述动力供给装置包括压缩机、涡轮机和连接所述压缩机和所述涡轮机的连接轴，所述涡轮机具有入口和出口，所述第二热源管路连接于所述涡轮机的入口，所述第二冷源管路连接于所述涡轮机的出口。
在本公开的一种示例性实施例中，所述第一回路还包括第一连接管路，所述第一连接管路连接于所述第一冷源管路和所述动力供给装置，所述第二回路还包括第二连接管路，所述第二连接管路连接于所述第二冷源管路和所述动力供给装置，所述第一连接管路和所述第二连接管路分开设置或设置于同一连接管路上。
在本公开的一种示例性实施例中，所述第一连接管路和所述第二连接管路设有冷源和阀门。
在本公开的一种示例性实施例中，所述热防护***还包括旁通管路，所述旁通管路的一端连接于所述第一冷源管路和所述第二冷源管路，所述旁通管路的另一端连接于所述动力供给装置，所述旁通管路设有阀门。
在本公开的一种示例性实施例中，所述第二热源管路和所述第二冷源管路为所述机身的外壁面和内壁面之间的通路，所述外壁面朝向所述通路的一侧设有凸肋。
在本公开的一种示例性实施例中，所述第一热源管路为所述机头或所述机翼的外壁面和内壁面之间的通路，所述第一冷源管路为所述机身的外壁面和内壁面之间的通路，所述第一热源管路和所述第一冷源管路内均设有隔板，所述隔板分别将所述第一热源管路和所述第一冷源管路分隔为两个腔室，所述隔板设有冲击孔，所述冲击孔连通所述腔室。
在本公开的一种示例性实施例中，所述第一连接管路和所述第二连接管路为板式换热器结构。
在本公开的一种示例性实施例中，所述流体介质为超临界二氧化碳。
根据本公开的一个方面，提供一种飞行器，包括上述任意一项所述的热防护***。
由上述技术方案可知，本公开提出的飞行器及热防护***的优点和积极效果在于：
该热防护***采用闭式循环结构，通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。
附图说明
通过结合附图考虑以下对本公开的优选实施方式的详细说明，本公开的各种目标、特征和优点将变得更加显而易见。附图仅为本公开的示范性图解，并非一定是按比例绘制。在附图中，同样的附图标记始终表示相同或类似的部件。其中：
图1示出本公开实施例热防护***的结构示意图。
图2示出本公开实施例超临界CO2在第二热源管路换热的示意图。
图3示出本公开实施例超临界CO2在第二冷源管路换热的示意图。
图4示出本公开实施例第二热源管路和第二冷源管路的强化换热结构示意图。
图5示出本公开实施例超临界CO2在第一热源管路换热的示意图。
图6示出本公开实施例第一热源管路和第一冷源管路的冲击换热结构示意图。
图7示出本公开实施例超临界CO2经过板式换热器换热的示意图。
图8示出图7中板式换热器的结构示意图。
其中，附图标记说明如下：
100、热防护***；
11、第一回路；
111、第一热源管路；
1111、隔板；
11111、冲击孔；
112、第一冷源管路；
113、第一连接管路；
12、第二回路；
121、第二热源管路；
122、第二冷源管路；
123、第二连接管路；
1231、冷源；
1232、阀门；
124、旁通管路；
13、动力供给装置；
131、压缩机；
132、涡轮机；
1321、入口；
1322、出口；
133、连接轴；
200、飞行器；
21、机头；
22、机身；
221、机身背风面；
222、机身迎风面；
223、外壁面；
2231、凸肋；
224、内壁面；
23、机翼；
231、机翼前沿；
300、流体介质。
具体实施方式
体现本公开特征与优点的典型实施例将在以下的说明中详细叙述。应理解的是本公开能够在不同的实施例上具有各种的变化，其皆不脱离本公开的范围，且其中的说明及附图在本质上是作说明之用，而非用以限制本公开。
在对本公开的不同示例性实施方式的下面描述中，参照附图进行，所述附图形成本公开的一部分，并且其中以示例方式显示了可实现本公开的多个方面的不同示例性结构、***和步骤。应理解，可以使用部件、结构、示例性装置、***和步骤的其他特定方案，并且可在不偏离本公开范围的情况下进行结构和功能性修改。本说明书中的任何内容都不应理解为需要结构的特定三维方向才落入本公开的范围内。
航天飞机在马赫数为25时，飞机头部、机翼前沿和机翼下表面均为高温区，其最高温度可达2000K；其他区域的温度相对较低，最低温度约470K。为保证飞行器机身及其内部环境在允许的温度范围内正常工作，本公开提供如下实施例：
实施例一
本实施例提供一种热防护***100。图1为本公开实施例热防护***100的结构示意图。
如图1所示，在本实施例中，热防护***100应用于飞行器200，飞行器200主要包括机头21、机身22和机翼23。该热防护***100主要包括第一回路11、第二回路12和动力供给装置13。其中，第一回路11可包括第一热源管路111和第一冷源管路112，第一热源管路111可设于机头21或机翼前沿231，第一冷源管路112可设于机身背风面221。第二回路12可包括第二热源管路121和第二冷源管路122，第二热源管路121可设于机身迎风面222，第二冷源管路122可设于机身背风面221。动力供给装置13连接于第一回路11和第二回路12，用于驱动流体介质300在第一回路11和第二回路12内循环流动。该热防护***100可包括一条或多条第一回路11。第一回路11可设有多段第一热源管路111和第一冷源管路112，且第一热源管路111和第一冷源管路112交替设置。
该热防护***采用闭式循环结构，通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。
如图1所示，在本实施例中，动力供给装置13可以包括压缩机131、涡轮机132和连接压缩机131和涡轮机132的连接轴133，涡轮机132具有入口1321和出口1322，第二热源管路121连接于涡轮机132的入口1321，第二冷源管路122连接于涡轮机132的出口1322。
进一步地，在本实施例中，第一回路11还可包括第一连接管路113，第一连接管路113连接于第一冷源管路112和动力供给装置13。第二回路12还可包括第二连接管路123，第二连接管路123连接于第二冷源管路122和动力供给装置13，具体地，第二连接管路123连接于第二冷源管路122和压缩机131。第一连接管路113和第二连接管路123可分开设置或设置于同一连接管路，可在第一连接管路113和第二连接管路123设置冷源1231和阀门1232。如图1所述，本实施例中第一连接管路113和第二连接管路123为同一连接管路。
进一步地，在本实施例中，热防护***100还可包括旁通管路124，旁通管路124的一端连接于第一冷源管路112和第二冷源管路122，旁通管路124的另一端连接于动力供给装置13，旁通管路124设有阀门1232。
进一步地，在本实施例中，流体介质300可为超临界CO2，超临界CO2作为流体介质，其具有流体密度大、粘度小、热容大等特点，可显著减少热防护***100的占用空间。动力供给装置13可驱动超临界CO2在上述管路中流动，具体流动路径举例如下：
超临界CO2经过压缩机131增压之后分为两股，一股先后流经第二热源管路121、涡轮机132、第二冷源管路122、第二连接管路123和压缩机131组成第二回路12，第二回路12即为布雷顿循环发动机***，另一股先后流经第一热源管路、第一冷源管路112、第一连接管路113、压缩机131组成第一回路11。在本实施例中，布雷顿循环发动机***提供增压的超临界CO2，从而驱动超临界CO2在热源管路(高温区)与冷源管路(低温区、常温燃料)之间循环流动，实现高温区与低温区之间热量的交换。该热防护***可以采用多流路设计，将其中一股流路组成布雷顿循环发动机***，其他股流路用于飞行器的温度调节。即该热防护***可以包括多条第一回路11。
进一步地，在布雷顿循环发动机***中，可采用单机离心叶轮和单机向心涡轮的总体结构布局。该发动机具有结构简单、体积小、重量轻、工作范围宽等优点。用于增压超临界CO2的离心叶轮，其轮缘直径可为50mm左右，而流通能力可高达约3.5kg/s。布雷顿循环发动机***各部件的参数可选择如下：压缩机131入口的超临界CO2参数可分别为8MPa～10MPa、310K～400K，该参数接近临界状态(CO2临界点的状态参数为7.4MPa、304.4K)，该参数状态下的CO2密度较大，从而有利于减少压缩机131的压缩功。压缩机131的增压比为1.5～3.0，其增压比较小，涡轮的温度可为600K～923K，其温度较低，从而有利于降低压缩机131、涡轮的气动设计和结构设计难度，同时有利于降低热防护***100的耐高压设备的设计难度。超临界CO2经过涡轮膨胀做功之后，压力和温度均降低，但其温度仍较高，需进入第二冷源管路122和第三连接管路冷却后方可排入压缩机131入口。涡轮膨胀做功产生的全部功率通过连接轴133带动压缩机131压缩超临界CO2。
实施例二
本实施例提供一种热防护***100。该热防护***100与飞行器200采用一体化设计。
如图2、图3和图4所示，在本实施例中，第二热源管路121和第二冷源管路122为机身22的外壁面223和机身22的内壁面224之间的通路，机身外壁面223朝向通路的一侧设有凸肋2231。为确保布雷顿循环发动机的热效率，需限制超临界CO2的流动损失，超临界CO2在第二热源管路121、第二冷源管路122进行热量交换时可采用肋扰流强化换热的方式，该方式可综合考虑强化换热和流动损失的问题。该换热结构采用一体化设计，从而有利于节省换热结构的占用空间和减少换热结构的重量。由图4可看出该换热结构采用双层壁结构，超临界CO2在双层壁之间的夹层进行流动换热。双层壁结构尺寸可为：夹层厚度s的取值范围1mm～2.5mm，肋厚度t取0.3s～0.5s，肋宽度p取0.6s～1.0s，肋间距n取3s～6s。
如图5和图6所示，在本实施例中，第一热源管路111为机头21或机翼23的外壁面223和内壁面224之间的通路，第一冷源管路112为机身22的外壁面223和内壁面224之间的通路，第一热源管路111和第一冷源管路112内均设有隔板1111，隔板1111分别将第一热源管路111和第一冷源管路112分隔为两个腔室，隔板1111设有冲击孔11111，冲击孔11111连通两个腔室。在第一回路11中，超临界CO2流经第一热源管路111、第一冷源管路112时允许有较大的压力损失(提供的驱动压差可高达4MPa以上)，因此，超临界CO2在第一热源管路111和第一冷源管路112进行热量交换时可采用对流换热能力极强的冲击换热方式。该换热方式的对流换热能力极强，相应地也需付出较大的压力损失代价。由图6可以看出，冲击换热结构具有双夹层结构，双夹层结构尺寸可为：冲击孔11111直径d的取值范围0.3mm～1.5mm，夹层1的厚度取1.5d～3d，夹层2的厚度取1d～2d，隔板1111的厚度取0.5d～1.5d，冲击孔11111横向间距取3d～10d，冲击孔11111纵向间距取3d～10d。
进一步地，在本实施例中，第一回路11的超临界CO2由于允许较大的压力损失，则第一热源管路111和第一冷源管路112可采用对流换热能力极强的冲击换热方式，因此，第一回路11中的第一热源管路111宜布置在飞行器200气动加热环境极其恶劣的部位。布雷顿循环发动机***需综合考虑发动机的循环效率，需限制超临界CO2在流动换热过程中的压力损失，则第二热源管路121和第二冷源管路122可采用肋扰流强化换热方式，该换热方式的对流换热能力弱于冲击换热方式，因此，第二回路12，即布雷顿循环发动机***的第二热源管路121宜布置在飞行器200气动加热环境较为恶劣的部位。
如图7和图8所示，在本实施例中，当超临界CO2在第一连接管路113和第二连接管路123进行换热时，需限制超临界CO2的流动损失以确保布雷顿循环发动机的热效率，第一连接管路113和第二连接管路123的换热结构可为板式换热器。该板式换热器在层板之间设置了肋扰流强化换热结构，各层板可通过扩散焊接组合在一起。该换热结构具有能量传递密度大、体积小、重量轻、密封性好等优点。由图8可以看出，该板式换热器的结构尺寸可为：夹层厚度s5的取值范围1.5mm～3mm，肋厚度t取0.15s5～0.25s5，肋宽度p取0.3s5～0.5s5，肋间距n取3s5～6s5。
进一步地，在本实施例中，在板式换热器内可设有冷源1231(图8中未示出)，冷源1231可为机载常温燃料，作为辅助冷源。当超临界CO2经过第一冷源管路112和第二冷源管路122释放热量后，若超临界CO2的温度仍高于压缩机131入口的需求值，则需进一步向冷源1231释放热量，使温度达到压缩机131入口需求值。若超临界CO2的温度满足压缩机131入口的需求值，则闭合冷源1231所处管路(如第一连接管路113和第二连接管路123)的阀门1232，开启旁通管路124的阀门1232，使超临界CO2从旁通管路124进入压缩机131入口。
本实施例提供的热防护***具有如下优点：
1、该热防护***采用闭式循环结构，通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。
2、流体介质可选择超临界CO2，超临界CO2具有流体密度大、粘度小、热容大等特点，可显著减少热防护***的占用空间。
3、可采用多流路设计，将其中一股流路组成布雷顿循环发动机***，其他股流路用于飞行器的温度调节。布雷顿循环发动机可采用单级离心叶轮和单级向心涡轮的总体结构方案，该结构具有结构简单、体积小、重量轻、工作范围宽等优点。
4、可采用机载燃料作为辅助冷源，有助于将超临界CO2冷却至需求状态，以确保布雷顿循环发动机的热效率。
5、飞行器热防护可一体化设计，可包括双层壁单夹层的肋扰流强化换热结构，三层壁双夹层的冲击强化换热结构。该一体化结构在有效换热的同时有利于节省换热结构的占用空间和减少换热结构的重量。
在此应注意，附图中示出而且在本说明书中描述的热防护***仅仅是能够采用本公开原理的许多种热防护***中的一个示例。应当清楚地理解，本公开的原理绝非仅限于附图中示出或本说明书中描述的热防护***的任何细节或热防护***的任何部件。
实施例三
本实施例提供一种飞行器。该飞行器具有上述热防护***，飞行器与热防护***之间的位置关系，可参见上述实施例，在此不再详述。
以上详细地描述和/或图示了本公开提出的飞行器及热防护***的示例性实施方式。但本公开的实施方式不限于这里所描述的特定实施方式，相反，每个实施方式的组成部分和/或步骤可与这里所描述的其它组成部分和/或步骤独立和分开使用。一个实施方式的每个组成部分和/或每个步骤也可与其它实施方式的其它组成部分和/或步骤结合使用。在介绍这里所描述和/或图示的要素/组成部分/等时，用语“一个”和“上述”等用以表示存在一个或多个要素/组成部分/等。术语“包括”和“具有”用以表示开放式的包括在内的意思并且是指除了列出的要素/组成部分/等之外还可存在另外的要素/组成部分/等。此外，权利要求书及说明书中的术语“第一”和“第二”等仅作为标记使用，不是对其对象的数字限制。
虽然已根据不同的特定实施例对本公开提出的飞行器及热防护***进行了描述，但本领域技术人员将会认识到可在权利要求的精神和范围内对本公开的实施进行改动。

Claims (9)

1.一种热防护***，应用于飞行器，所述飞行器包括机头、机身和机翼，其特征在于，所述热防护***包括：
第一回路，包括第一热源管路和第一冷源管路，所述第一热源管路设于所述机头或所述机翼前沿，所述第一冷源管路设于所述机身背风面；
第二回路，包括第二热源管路和第二冷源管路，所述第二热源管路设于所述机身迎风面，所述第二冷源管路设于所述机身背风面；
动力供给装置，连接于所述第一回路和所述第二回路，用于驱动流体介质在所述第一回路和所述第二回路内循环流动；
所述第一回路还包括第一连接管路，所述第一连接管路连接于所述第一冷源管路和所述动力供给装置，所述第二回路还包括第二连接管路，所述第二连接管路连接于所述第二冷源管路和所述动力供给装置，所述第一连接管路和所述第二连接管路分开设置或设置于同一连接管路上。
2.根据权利要求1所述的热防护***，其特征在于，所述动力供给装置包括压缩机、涡轮机和连接所述压缩机和所述涡轮机的连接轴，所述涡轮机具有入口和出口，所述第二热源管路连接于所述涡轮机的入口，所述第二冷源管路连接于所述涡轮机的出口。
3.根据权利要求1所述的热防护***，其特征在于，所述第一连接管路和所述第二连接管路设有冷源和阀门。
4.根据权利要求1所述的热防护***，其特征在于，所述热防护***还包括旁通管路，所述旁通管路的一端连接于所述第一冷源管路和所述第二冷源管路，所述旁通管路的另一端连接于所述动力供给装置，所述旁通管路设有阀门。
5.根据权利要求1～4任一项所述的热防护***，其特征在于，所述第二热源管路和所述第二冷源管路为所述机身的外壁面和内壁面之间的通路，所述外壁面朝向所述通路的一侧设有凸肋。
6.根据权利要求1～4任一项所述的热防护***，其特征在于，所述第一热源管路为所述机头或所述机翼的外壁面和内壁面之间的通路，所述第一冷源管路为所述机身的外壁面和内壁面之间的通路，所述第一热源管路和所述第一冷源管路内均设有隔板，所述隔板分别将所述第一热源管路和所述第一冷源管路分隔为两个腔室，所述隔板设有冲击孔，所述冲击孔连通所述腔室。
7.根据权利要求1或3所述的热防护***，其特征在于，所述第一连接管路和所述第二连接管路为板式换热器结构。
8.根据权利要求1所述的热防护***，其特征在于，所述流体介质为超临界二氧化碳。
9.一种飞行器，其特征在于，包括权利要求1～8任一项所述的热防护***。
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