基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统

本发明涉及高超声速飞行器热防护，尤其涉及一种基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统。

背景技术：

1、随着技术的不断突破和应用领域的不断拓展，高超声速飞行器将在军事和民用领域发挥越来越重要的作用，它代表着未来航空航天领域的重要方向。高超声速飞行器以超过5ma的飞行速度实现跨大气层和在大气层内的机动飞行，具有高速度、强机动、超远程、强突防等特点。为了适应未来空天战场的复杂变化，高超声速飞行器正朝着更长航时、更高速度的方向发展。但是，飞行速度的进一步提高会造成气动加热的提高，且未来所装配的电子设备将更加精密、对舱室环境温度要求更高，除飞行器表面尖锐前缘驻点需要采用特殊冷却方式进行热防护外，舱室壁面和舱内的温度控制迫切需要一套稳定、高效的热防护系统。

2、在高超声速飞行器的马赫数ma达到10以上时，舱体周围的气体总温接近4000k，飞行器所承受热载荷较大。飞行器飞行时间更长、飞行环境更恶劣，穿透防隔热层向舱内的漏热量增多，如果无外部可用冷源，舱内温度往往会超出电子设备许用温度范围。目前，现有技术中已有一些解决高超声速飞行器高速、长时、远距飞行所带来的舱内温度升高的技术手段。

3、公开号为cn117326047a中国专利申请，提出了一种应用于长时高速飞行器的被动隔热与主动对流冷却相结合的热防护系统及对应的控制方法。此类冷却方法可以实现冷却剂流量的自主控制，具有力学性能优和防隔热效果好的特点，但是其仅适用于对小面积、高热流密度区域的冷却，无法对高超声速飞行器的机身起到防隔热作用。由于该冷却结构不便进行大面积的安装，高超声速飞行器在长时间飞行后舱内的温度仍会超过设备的允许工作温度。同时，该冷却结构的主体部件需要多次穿孔缝线进行连接，其加工、安装过程也较为复杂。

4、公开号为cn117944865a的中国专利申请提出了一种基于金属纳米改性强化的自抽吸发汗冷却的壁面结构及高超声速飞行器，不仅可以实现在不需要泵功耗的情况下冷却剂的供应，还能够对高热流外环境下的壁面实现高效快速的冷却，具有冷却能力强的热防护效果。但是，随着高超声速飞行器气动热的增大，自抽吸的多孔结构很难较好地匹配热流密度的增加，相变界面可能会出现局部烧干的情况，从而恶化舱内环境。并且，为达到较好的冷却效果，该壁面结构的设计厚度会相对较大，整个系统的体积也会较大，这将增加飞行器的重量，不利于其机动性能的提升。

5、综上所述，现有技术中的高超声速飞行器，多采用被动、半主动防隔热措施或局部区域采取主动冷却措施，体积较大，难以大面积进行布置，对飞行器舱内温度进行调控的能力不太稳定，并在热防护或系统层面无法同时满足壁面和高精密电子设备正常使用的温度范围要求。

技术实现思路

1、基于现有技术中的需求和不足，本发明提出了一种基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，运用开式泵驱动制冷剂对高超声速飞行器壁面和高精密电子设备分别进行相变和高效对流冷却控制。本发明的技术方案具体如下：

2、一种基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，包括壁面热防护结构、换热单元和冷却剂循环供给单元；

3、所述冷却剂循环供给单元为所述换热单元和所述壁面热防护结构输送冷却剂；

4、所述壁面热防护结构包括由内向外依次设置的隔热层、合金内壳、冷却剂流道、金属丝网毛细芯和舱体壁面，所述壁面热防护结构中冷却剂的流向与高超声速飞行器的飞行方向相反；

5、所述换热单元用于高精密电子设备的冷却。

6、优选的，壁面热防护结构还包括设置在前侧、后侧、左侧、右侧的支撑密封件。

7、优选的，所述冷却剂流道中设有支撑肋，用于支撑所述金属丝网毛细芯，并将冷却剂流道划分为若干个子流道。

8、优选的，所述冷却剂流道的前部和后部中未设置所述支撑肋，从而分别形成入口储液腔和出口储液腔。

9、优选的，所述金属丝网毛细芯的外表面或所述舱体壁面的内表面设有多个蒸汽槽道。

10、优选的，所述壁面热防护结构后侧的支撑密封件上设有排气口和冷却剂出口，所述壁面热防护结构前侧的支撑密封件上设有冷却剂入口。

11、优选的，所述冷却剂循环供给单元包括冷却剂、储液容器、循环管路和流量调节泵，所述冷却剂通过循环管路依次流经流量调节泵、换热单元、壁面热防护结构和储液容器。

12、优选的，所述换热单元为冷板换热器或管壳式换热器。

13、优选的，所述支撑密封件材质为合金材料，采用焊接或螺栓的方式与舱体壁面以及铝合金内壳连接。

14、优选的，所述支撑肋的材质与合金内壳相同，并与合金内壳一体成型，所述金属丝网毛细芯的外表面和内表面分别与舱体壁面和支撑肋紧密配合。

15、相比于现有技术，本发明的有益效果在于：

16、1. 本发明提出的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，在高效控制高超声速飞行器壁面温度的同时，还能对舱内核心高精密电子设备进行主动高效的对流冷却，实现冷却剂冷量的梯级利用，确保舱内温度维持在合适的范围内。

17、2. 与传统被动隔热技术和自抽吸发汗冷却技术相比，本发明提出的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统可以避免热流过大超温失效、冷却剂供应不足或不匹配的情况，能根据飞行实际需求，合理调整冷却剂的携带量，并配合对冷却剂循环供给单元中冷却剂流量的精确控制，极大提升高超声速飞行器的飞行时长。

18、3. 本发明提出的壁面热防护结构占用空间小而薄，安装灵活，冷却剂在被充分利用后排出舱外，在有限的条件下提高了舱内的空间利用率，同时有利于实现大面积的布置和冷却剂的覆盖，能够有效缓解超高声速飞行器舱体壁面热载荷分布不均的情况。

19、4. 本发明提出的壁面热防护结构中具有入口储液腔和出口储液腔，且壁面热防护结构中冷却剂的流向与高超声速飞行器的飞行方向相反，充分利用了高超声速飞行器的加速度效应和冷却剂的惯性，节省泵功耗，提升系统运行适应性。

技术特征：

1.一种基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，包括壁面热防护结构、换热单元和冷却剂循环供给单元；

2.根据权利要求1所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述壁面热防护结构还包括设置在前侧、后侧、左侧、右侧的支撑密封件。

3.根据权利要求1所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述冷却剂流道中设有支撑肋，用于支撑所述金属丝网毛细芯，并将冷却剂流道划分为若干子流道。

4.根据权利要求3所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述冷却剂流道的前部和后部中未设置所述支撑肋，从而分别形成入口储液腔和出口储液腔。

5.根据权利要求1所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述金属丝网毛细芯的外表面或所述舱体壁面的内表面设有多个蒸汽槽道。

6.根据权利要求2所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述壁面热防护结构后侧的支撑密封件上设有排气口和冷却剂出口，所述壁面热防护结构前侧的支撑密封件上设有冷却剂入口。

7.根据权利要求1所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述冷却剂循环供给单元包括冷却剂、储液容器、循环管路和流量调节泵，所述冷却剂通过循环管路依次流经流量调节泵、换热单元、壁面热防护结构和储液容器。

8.根据权利要求1所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述换热单元为冷板换热器或管壳式换热器。

9.根据权利要求2所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述支撑密封件材质为合金材料，采用焊接或螺栓的方式与舱体壁面以及铝合金内壳连接。

10.根据权利要求3所述的基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，其特征在于，所述支撑肋的材质与合金内壳相同，并与合金内壳一体成型，所述金属丝网毛细芯的外表面和内表面分别与舱体壁面和支撑肋紧密配合。

技术总结本发明涉及高超声速飞行器热防护技术领域，提出了一种基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统，包括壁面热防护结构、换热单元和冷却剂循环供给单元。所述基于开式泵驱两相的高超声速飞行器热防护系统结合平板热管的设计思路和泵驱动的冷却剂相变传热的方式对舱体壁面进行冷却，可以有效阻隔热流进入舱内，并将充分利用完的冷却剂释放到舱外。同时，采用冷量梯级利用的思想，冷却剂在对舱体壁面冷却前，先对部分高热流密度高精密电子设备进行高效对流冷却，进一步确保舱内环境温度不会超过正常范围。技术研发人员：谢永奇,陈力君,包佳仪,方振,董素君,白银杰受保护的技术使用者：北京航空航天大学技术研发日：技术公布日：2024/9/29