可主动冷却构型飞行器舱体及成型方法与流程

本发明涉及飞行设备领域，具体地，涉及可主动冷却构型飞行器舱体及成型方法。

背景技术：

1、随着航天技术的发展日新月异，高超声速飞行器愈来愈唱主角。飞行器以高超声速飞行时，气动加热非常严重。目前飞行器舱体通过外置防热套、防隔热涂层等被动式防御解决气动热问题，例如专利文献cn107328316a所提供的一种航天弹体防热结构的制备方法，专利文献cn207095417u所提供的一种航天弹体防热结构。但这种被动式防御方式，在飞行过程中存在局部防热结构的失效剥离导致内部设备损坏的风险，进而给飞行器带来灾难性的后果。

2、为此，针对航天回转体结构飞行器，有必要开发一种可主动冷却构型飞行器舱体及其成型方法。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种可主动冷却构型飞行器舱体及成型方法。

2、根据本发明提供的一种可主动冷却构型飞行器舱体，包括：前端框、筒段内蒙皮、工字桁条、筒段外蒙皮以及后端框；

3、所述前端框、所述筒段内蒙皮、所述筒段外蒙皮以及所述后端框合围形成夹层空腔，所述夹层空腔通过工字桁条分割为多个封闭的空腔单元，每个空腔单元设置有加注口和出口，所述空腔单元内的工质分别通过加注口和出口流入和流出。

4、优选地，所述前端框和所述后端框之间设置筒段内蒙皮和筒段外蒙皮，所述筒段外蒙皮位于所述筒段内蒙皮外周侧，所述筒段内蒙皮和所述筒段外蒙皮之间设置有夹层空腔。

5、优选地，所述前端框、所述筒段外蒙皮以及所述后端框所形成舱体的外形为筒状或锥状。

6、优选地，所述工字桁条设置有多个并沿舱体轴向均匀分布在夹层空腔内。

7、优选地，所述工字桁条的两端分别与所述前端框和所述后端框连接，所述工字桁条的两侧分别连接所述筒段内蒙皮和所述筒段外蒙皮。

8、优选地，所述加注口和出口分别位于前端框和后端框上并连通空腔单元。

9、优选地，所述筒段内蒙皮和所述筒段外蒙皮采用金属板钣金滚弯成型。

10、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

11、1、本申请所采用的主动冷却构型可以减少或代替被动防热结构，实现舱体冷却的同时，减少局部防热结构的失效剥离导致内部设备损坏的风险；

12、2、本申请的舱体材料利用率高，成型方法便捷，可有效降低成本，便于批量生产。

技术特征：

1.一种可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于，包括：前端框(1)、筒段内蒙皮(2)、工字桁条(3)、筒段外蒙皮(4)以及后端框(5)；

2.根据权利要求1所述可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于：所述前端框(1)和所述后端框(5)之间设置筒段内蒙皮(2)和筒段外蒙皮(4)，所述筒段外蒙皮(4)位于所述筒段内蒙皮(2)外周侧，所述筒段内蒙皮(2)和所述筒段外蒙皮(4)之间设置有夹层空腔。

3.根据权利要求1所述可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于：所述前端框(1)、所述筒段外蒙皮(4)以及所述后端框(5)所形成舱体的外形为筒状或锥状。

4.根据权利要求1所述可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于：所述工字桁条(3)设置有多个并沿舱体轴向均匀分布在夹层空腔内。

5.根据权利要求1所述可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于：所述工字桁条(3)的两端分别与所述前端框(1)和所述后端框(5)连接，所述工字桁条(3)的两侧分别连接所述筒段内蒙皮(2)和所述筒段外蒙皮(4)。

6.根据权利要求1所述可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于：所述加注口(6)和出口(7)分别位于前端框(1)和后端框(5)上并连通空腔单元。

7.根据权利要求1所述可主动冷却构型飞行器舱体，其特征在于：所述筒段内蒙皮(2)和所述筒段外蒙皮(4)采用金属板钣金滚弯成型。

8.一种权利要求1-7任一项所述可主动冷却构型飞行器舱体的成型方法，其特征在于，包括以下步骤：

技术总结本发明提供了一种可主动冷却构型飞行器舱体及成型方法，包括：前端框、筒段内蒙皮、工字桁条、筒段外蒙皮以及后端框；所述前端框、所述筒段内蒙皮、所述筒段外蒙皮以及所述后端框合围形成夹层空腔，所述夹层空腔通过工字桁条分割为多个封闭的空腔单元，每个空腔单元设置有加注口和出口，所述空腔单元内的工质分别通过加注口和出口流入和流出。本申请所采用的主动冷却构型可以减少或代替被动防热结构，实现舱体冷却的同时，减少局部防热结构的失效剥离导致内部设备损坏的风险。技术研发人员：孔振,严楚青,谭宏伟,胡怀恩,柴军华,李中权受保护的技术使用者：上海神剑精密机械科技有限公司技术研发日：技术公布日：2024/7/15