專利名稱：飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體的說(shuō)，是涉及一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，尤其適用于超音速飛行器。
背景技術(shù)：
飛行器在空間飛行時(shí)，由于高速氣流的滯止溫度高、以及氣流與機(jī)體表面的摩擦生熱，導(dǎo)致飛行器機(jī)體表面的氣動(dòng)加熱現(xiàn)象十分明顯，超音速飛行器機(jī)體表面溫度可達(dá)到300°C甚至更高的溫度，為保證飛行器內(nèi)電子設(shè)備等成件的工作環(huán)境溫度等要求，超音速飛行器需要進(jìn)行熱防護(hù)設(shè)計(jì)。超音速飛行器的熱防護(hù)設(shè)計(jì)，通常采用機(jī)體外表面涂防熱涂層配合機(jī)體內(nèi)表面敷設(shè)隔熱層的方法，受工藝水平以及涂層材料理化特性的限制，機(jī)體外表面防熱涂層厚度一般在微米級(jí)，防熱效果有限，超音速飛行器主要的防熱措施依賴于機(jī)體內(nèi)表面的隔熱層，受隔熱層材料熱阻性能的限制，為達(dá)到較大的阻滯熱流量向機(jī)艙內(nèi)傳遞的效果，往往需要設(shè)計(jì)足夠厚度的隔熱層。據(jù)資料顯示，在飛行器表面溫度300°C的情況下，需要敷設(shè)厚度達(dá)20mm左右的隔熱層，才能保證機(jī)艙內(nèi)電子設(shè)備在有限時(shí)間內(nèi)的工作環(huán)境溫度要求(不考慮電子設(shè)備的工作散熱)。因此，如果采用機(jī)體外表面涂防熱涂層加機(jī)體內(nèi)表面敷設(shè)隔熱層的熱防護(hù)方法，將嚴(yán)重占用飛行器的內(nèi)部空間，降低飛行器的有效載荷能力；同時(shí)，該方法不能解決電子設(shè)備等工作散熱的累積，需要采用格外的技術(shù)措施，如液態(tài)氮汽化制冷等，從而需要占用更多的飛行器內(nèi)部空間和重量，最終影響了超音速飛行器飛行時(shí)間、攜帶載荷能力等整體性能的提升。超音速飛行器一般在發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管附近布置舵機(jī)等成件，受發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的熱量外傳和飛行器外表面氣動(dòng)加熱內(nèi)傳的影響，舵機(jī)工作環(huán)境溫度會(huì)明顯上升以致于舵機(jī)不能正常工作，為保證舵機(jī)能長(zhǎng)時(shí)間正常工作，通常采用的技術(shù)方案是在舵機(jī)表面包裹一層隔熱材料，并增加發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的隔熱層厚度，在超音速飛行器長(zhǎng)時(shí)間飛行的條件下，該技術(shù)方案需要的隔熱材料尺寸和重量明顯上升，同時(shí)，舵機(jī)表面包裹的隔熱材料也阻止了舵機(jī)工作散熱的外傳，因此舵機(jī)工作時(shí)間仍然不能大幅度的增加。超音速飛行器一般采用沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室是一個(gè)高溫?zé)嵩?，一般采取在燃燒室?nèi)表面敷設(shè)隔熱層的技術(shù)方案來(lái)降低燃燒室的熱量外傳對(duì)燃燒室殼體的剛度強(qiáng)度降低影響。在超音速飛行器長(zhǎng)時(shí)間飛行的條件下，該技術(shù)方案需要的隔熱層厚度嚴(yán)重增加，進(jìn)而影響到發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室的容積和發(fā)動(dòng)機(jī)的能力。另外，超音速飛行器還存在另外一個(gè)問(wèn)題，即飛行器電力的來(lái)源問(wèn)題。超音速飛行器一般配裝沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力裝置，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)沒(méi)有渦輪轉(zhuǎn)動(dòng)件，無(wú)法直接提供發(fā)電機(jī)電能輸出以作為飛行器的主電源，目前，超音速飛行器主電源多采用鋰電池供電的方式。由于鋰電池屬于消耗性電源，在超音速飛行器留空時(shí)間增加的情況下，相應(yīng)地鋰電池的體積和重量將同步增加，需要占用飛行器更多的內(nèi)部空間和重量，從而影響了超音速飛行器飛行時(shí)間、攜帶載荷能力等整體性能的提升。
本發(fā)明的目的，就在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，采用一種新型的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，同時(shí)解決上述飛行器內(nèi)部的熱防護(hù)問(wèn)題和電能提取的問(wèn)題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，適應(yīng)現(xiàn)實(shí)需要，提供一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，尤其適用于超音速飛行器。為了實(shí)現(xiàn)本發(fā)明的目的，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為
一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，飛行器進(jìn)氣道與機(jī)身中的空氣渦輪發(fā)電機(jī)的進(jìn)氣口連通，所述空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口氣流流經(jīng)飛行器機(jī)身內(nèi)的熱端部件后從機(jī)身上表面的低壓區(qū)排氣。所述飛行器中設(shè)有電子設(shè)備艙，所述電子設(shè)備艙中設(shè)有隔板將電子設(shè)備與飛行器機(jī)身隔開(kāi)，所述隔板與飛行器機(jī)身內(nèi)表面之間設(shè)有氣流通道，所述氣流通道的一端與空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口連通，另一端與機(jī)身上表面低壓力區(qū)連通排氣。 所述隔板壁上設(shè)有壓力平衡小孔。所述空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口氣流流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管后從機(jī)身上表面的低氣壓區(qū)排氣。本發(fā)明的有益效果在于
1.由于進(jìn)氣道出口氣流的比熱焓高(總溫總壓高)、因此進(jìn)行少量的進(jìn)氣道引氣流入空氣渦輪發(fā)電機(jī)，一般引氣流量約為進(jìn)氣道總流量的千分之一，即可滿足飛行器全機(jī)的用電需求，引氣對(duì)進(jìn)氣道的性能影響微弱；
2.空氣渦輪發(fā)電機(jī)尺寸緊湊,功重比高,能長(zhǎng)時(shí)間對(duì)外供電,可以大幅度的減少飛行器主電源對(duì)飛行器內(nèi)部空間和重量的占用；
3.由于電子設(shè)備艙等飛行器熱端部件的機(jī)體氣動(dòng)加熱內(nèi)傳熱量和熱端部件自身產(chǎn)生熱量都可以通過(guò)氣流帶出飛行器外，同時(shí)空氣的傳熱效率低，因此熱端部件的隔熱和冷卻效果好，即使因?yàn)殡娮釉O(shè)備艙等熱端部件內(nèi)溫度仍然較高而需要采用半導(dǎo)體空調(diào)等附加制冷方式，附加制冷裝置的工作負(fù)荷也大為降低；
4.和機(jī)體內(nèi)表面敷設(shè)隔熱層的方法相比，隔板和飛行器機(jī)體之間的氣流通道的高度小，可以大幅度的減小熱防護(hù)結(jié)構(gòu)對(duì)飛行器內(nèi)部空間的占用；
5.氣流直接對(duì)飛行器的機(jī)身內(nèi)表面進(jìn)行冷卻，降低了機(jī)身的溫度，提高了機(jī)身材料的強(qiáng)度，從而可以允許采用較薄的材料制造機(jī)身，最終提高了飛行器的攜帶載荷能力等性能。


圖1為本發(fā)明的剖視結(jié)構(gòu)示意圖。圖中各附圖標(biāo)記的含義
I為機(jī)身，2為氣流通道，3為電子設(shè)備艙，4為隔板，5為空氣渦輪發(fā)電機(jī)，6為進(jìn)氣道。
具體實(shí)施例方式下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)一步說(shuō)明
實(shí)施例參見(jiàn)圖1，圖中箭頭所示方向?yàn)闅饬髁飨颉?br> 本發(fā)明示出了一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，即技術(shù)手段為將飛行器進(jìn)氣道6與機(jī)身I中的空氣渦輪發(fā)電機(jī)5的進(jìn)氣口連通，所述空氣渦流發(fā)電機(jī)5的出口氣流流經(jīng)飛行器機(jī)身內(nèi)的熱端部件后從機(jī)身上表面的低壓區(qū)排氣。所述飛行器中設(shè)有電子設(shè)備艙3，所述電子設(shè)備艙3中設(shè)有隔板4將電子設(shè)備與飛行器機(jī)身I隔開(kāi)，所述隔板4與飛行器機(jī)身I內(nèi)表面之間設(shè)有氣流通道2，所述氣流通道2的一端與空氣渦流發(fā)電機(jī)5的出口連通，另一端與機(jī)身上表面低壓力區(qū)連通排氣。將飛行器進(jìn)氣道6與機(jī)身I中的空氣渦輪發(fā)電機(jī)5進(jìn)氣口連通，進(jìn)氣道6中的小部分高溫高壓空氣流過(guò)空氣渦輪發(fā)電機(jī)5，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5將氣流的熱焓轉(zhuǎn)變成電能供給飛行器全機(jī)用電設(shè)備使用，溫度和壓力都降低后的空氣流入由隔板4和飛行器機(jī)身I內(nèi)表面形成的氣流通道2中，氣流在氣流通道2的流動(dòng)過(guò)程中，吸收了飛行器外表面氣動(dòng)加熱內(nèi)傳的熱量和電子設(shè)備作為熱端部件工作產(chǎn)生的熱量，然后氣流從飛行器上表面低壓區(qū)排出飛行器外。所述空氣渦流發(fā)電機(jī)5的出口氣流還可以流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管(圖中未示出)或者其他熱端部件后從機(jī)身上表面的低氣壓區(qū)排氣。假設(shè)飛行器用電需求為1600W，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5進(jìn)氣口的氣流總溫為747K，氣流速度為低亞音速，氣流總壓和飛行器所在大氣環(huán)境靜壓之比為30，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5的設(shè)計(jì)落壓比為15，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5的熱焓一機(jī)械能轉(zhuǎn)換效率為0. 9，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5的機(jī)械能一電能轉(zhuǎn)換效率為0. 9。則通過(guò)計(jì)算可知空氣渦輪發(fā)電機(jī)5的需用空氣流量為0. 5kg/s，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5出口的氣流靜溫最低可達(dá)到47 0C (當(dāng)出口氣流達(dá)到臨界狀態(tài)的情況下)，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5出口的氣流靜壓與大氣環(huán)境靜壓之比約為2?？諝鉁u輪發(fā)電機(jī)5出口的氣流靜溫較低，能對(duì)電子設(shè)備艙進(jìn)行有效冷卻，空氣渦輪發(fā)電機(jī)5出口的氣流靜壓較高，氣流能從飛行器上表面的低壓區(qū)排出。假設(shè)隔板圍成的空間為一個(gè)直徑為260mm的圓柱體，則大致的計(jì)算結(jié)果表明，氣流通道2的高度約為3_，氣流通道占用飛行器的內(nèi)部空間少。隔板4起到作為電子設(shè)備外形輪廓?dú)饬髡髡值淖饔?，隔?可采用導(dǎo)熱性能良好、熱反射能力強(qiáng)的薄板材料制造，如金屬鋁薄板，為避免薄的隔板承受到較高的氣流壓力以致于變形破壞，可在隔板上鉆若干壓力平衡小孔以減小隔板內(nèi)外空間的壓力差。由于空氣渦輪發(fā)電機(jī)3出口的氣流仍然具有較高的壓力，同時(shí)飛行器上表面的當(dāng)?shù)貕毫τ锌赡艿陀诃h(huán)境靜壓，氣流通道2中的氣流能排出飛行器外。如果飛行器上表面的低壓區(qū)壓力偏高，可通過(guò)飛行器外表面的局部氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，在飛行器外表面產(chǎn)生局部的低壓區(qū)，以保證氣流通道2中的氣流能排出飛行器外。本發(fā)明的實(shí)施例公布的是較佳的實(shí)施例，但并不局限于此，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員，極易根據(jù)上述實(shí)施例，領(lǐng)會(huì)本發(fā)明的精神，并做出不同的引申和變化，但只要不脫離本發(fā)明的精神，都在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于飛行器進(jìn)氣道與機(jī)身中的空氣渦輪發(fā)電機(jī)的進(jìn)氣口連通，所述空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口氣流流經(jīng)飛行器機(jī)身內(nèi)的熱端部件后從機(jī)身上表面的低壓區(qū)排氣。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于所述飛行器中設(shè)有電子設(shè)備艙，所述電子設(shè)備艙中設(shè)有隔板將電子設(shè)備與飛行器機(jī)身隔開(kāi)，所述隔板與飛行器機(jī)身內(nèi)表面之間設(shè)有氣流通道，所述氣流通道的一端與空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口連通，另一端與機(jī)身上表面低壓力區(qū)連通排氣。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于所述隔板壁上設(shè)有壓力平衡小孔。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，其特征在于所述空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口氣流流經(jīng)發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管后從機(jī)身上表面的低氣壓區(qū)排氣。
全文摘要
本發(fā)明涉及飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)領(lǐng)域，具體的說(shuō)，是涉及一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，尤其適用于超音速飛行器。一種飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，飛行器進(jìn)氣道與機(jī)身中的空氣渦輪發(fā)電機(jī)的進(jìn)氣口連通，所述空氣渦流發(fā)電機(jī)的出口氣流流經(jīng)飛行器機(jī)身內(nèi)的熱端部件后從機(jī)身上表面的低壓區(qū)排氣。本發(fā)明采取的飛行器熱防護(hù)和電能提取一體化結(jié)構(gòu)，充分利用飛行器上的資源，能較好地同時(shí)解決了飛行器主電源選擇、飛行器外表面氣動(dòng)加熱內(nèi)傳、艙內(nèi)熱端部件的工作散熱積累、飛行器結(jié)構(gòu)受熱等多個(gè)問(wèn)題。
文檔編號(hào)B64C1/40GK103029826SQ20121052681
公開(kāi)日2013年4月10日 申請(qǐng)日期2012年12月10日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月10日
發(fā)明者熊薇, 劉淵, 袁飛馬, 唐仁杰, 袁海峰, 黃敏, 張玉新, 沙雪鳳, 趙廣超, 馬文超 申請(qǐng)人:江西洪都航空工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司