飛行器熱部件的防護系統的製作方法

2023-06-11 12:46:41

本發明涉及熱防護技術領域，特別涉及一種飛行器熱部件的防護系統。

背景技術：

在高超聲速飛行器的飛行過程中，熱部件如頭部、進氣道唇口、發動機壁面、身部等需要承受到很高的熱流密度，並且由於飛行任務的需要，對高超聲速飛行器的飛行速度和飛行時間提出了更高的要求，而單純採用被動和半被動的冷卻方式已經不能滿足飛行器執行任務過程中的冷卻需求，需要採用主動熱防護技術。

相關技術中，主動熱防護方式主要是利用發動機燃料單相的溫升顯熱，以對熱部件表面進行對流冷卻。但是由於燃料的顯熱熱沉低，導致要求飛行器在起飛前攜帶大大超過發動機燃燒所需要的燃料用量，從而將大幅增加飛行器自身重量，不利於高超聲速飛行器寬速域、長時間飛行。

另外，液體工質的汽化潛熱能夠提供比顯熱大的多的熱沉，若能安全有效的利用冷卻介質的汽化潛熱，則可以大大降低冷卻介質的攜帶量，但如果使冷卻介質在冷卻通道內直接過熱汽化，則很可能會造成傳熱惡化，帶來不可估量的損失。

技術實現要素：

本發明是基於發明人對以下問題的認識和發現作出的：

在高熱流密度表面的主動冷卻方案中，水是一種常用的冷卻工質，這是因為水的綜合換熱性能優於其它換熱工質，如物性穩定、比熱容、對流換熱係數和汽化潛熱量級都比較大。為了充分利用水的汽化潛熱吸收高超聲速飛行器熱部件表面熱流，可使水在冷卻通道內直接沸騰汽化，所使用的循環水量相對較小，但這種溫控方式難於控制，因為過熱蒸汽的產生容易引起換熱惡化，導致熱部件燒毀的嚴重後果。

讓水在流出冷卻通道後發生過熱沸騰或閃蒸是直接將熱部件表面熱流完全轉化為水的汽化潛熱的重要方式。閃蒸就是溫度相對較高的液體快速暴露於某低壓環境中，液體溫度對應的飽和壓力高於環境壓力，導致液體處於短暫的、整體「過熱」的不穩定狀態，液體依靠快速汽化釋放多餘的熱，即發生閃蒸現象。閃蒸後剩餘的液體在不與外界進行熱交換的條件下處於飽和狀態，而飽和溫度與環境壓力相對應。

本發明旨在至少在一定程度上解決相關技術中的技術問題之一。

為此，本發明的目的在於提出一種飛行器熱部件的防護系統，該系統可以利用水閃蒸的方式對熱部件進行熱防護，提高系統的適用性和實用性，簡單易實現。

為達到上述目的，本發明實施例提出了一種飛行器熱部件的防護系統，包括：水泵，用於將冷卻水加壓進飛行器熱部件的冷卻通道，以吸收部件表面熱流接近或達到飽和狀態；第一電子背壓閥；閃蒸腔，用於對經過所述第一電子背壓閥的升溫後的所述冷卻水進行閃蒸，以將吸收的所述表面熱流轉化為汽化潛熱對外界釋放，並進行氣液分離，使得所述冷卻水溫度降至所述閃蒸腔壓力所對應的飽和溫度；第二電子背壓閥，用於將閃蒸後的水蒸氣排出至外界低壓環境，以維持所述閃蒸腔的腔體內的低壓環境，其中，當所述水蒸氣的壓力超過第一預設壓力值時，將所述水蒸氣引導入預留在其它熱部件內部的氣膜孔；水囊，用於接收閃蒸後剩餘在所述閃蒸腔內在重力和腔內壓力作用下流回的液體，其中，完成循環的所述冷卻水返回所述冷卻通道。

本發明實施例的飛行器熱部件的防護系統，利用閃蒸將水從熱部件吸收的熱量間接且安全的全部轉化為水的汽化潛熱，不僅可以有效冷卻熱部件表面，而且能顯著減少冷卻工質的攜帶量，進而降低高超聲速飛行器機身重量，增強其執行任務的能力，提高系統的適用性和實用性，簡單易實現。

另外，根據本發明上述實施例的飛行器熱部件的防護系統還可以具有以下附加的技術特徵：

進一步地，在本發明的一個實施例中，還包括：止回閥，所述止回閥設置在所述閃蒸腔和所述水囊之間。

可選地，在本發明的一個實施例中，所述冷卻通道可以為微通道或多孔結構。

進一步地，在本發明的一個實施例中，所述第一電子背壓閥還用於調節機進入所述閃蒸腔的流體的壓力至第二預設壓力值。

進一步地，在本發明的一個實施例中，所述第二電子背壓閥還用於調節所述閃蒸腔內的壓力，使得所述閃蒸後的液體的溫度不高於相應壓力下的飽和溫度。

進一步地，在本發明的一個實施例中，所述閃蒸後的液體的溫度不超過60℃。

進一步地，在本發明的一個實施例中，所述水囊可以為柔性結構。

其中，在本發明的一個實施例中，所述水囊採用丁晴橡膠材料。

進一步地，在本發明的一個實施例中，所述水泵、所述第一電子背壓閥、所述閃蒸腔、所述第二電子背壓閥、所述水囊和所述止回閥均為多個。

另外，在本發明的一個實施例中，根據飛行器熱部件表面的集散參數、冷卻介質的物性和冷卻溫度分別得到所述水泵、第一電子背壓閥、閃蒸腔、第二電子背壓閥、水囊和止回閥的個數。

本發明附加的方面和優點將在下面的描述中部分給出，部分將從下面的描述中變得明顯，或通過本發明的實踐了解到。

附圖說明

本發明上述的和/或附加的方面和優點從下面結合附圖對實施例的描述中將變得明顯和容易理解，其中：

圖1為根據本發明一個實施例的飛行器熱部件的防護系統的結構示意圖。

具體實施方式

下面詳細描述本發明的實施例，所述實施例的示例在附圖中示出，其中自始至終相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用於解釋本發明，而不能理解為對本發明的限制。

下面參照附圖描述根據本發明實施例提出的飛行器熱部件的防護系統。

圖1是本發明一個實施例的飛行器熱部件的防護系統的結構示意圖。

如圖1所示，該飛行器熱部件的防護系統包括：水泵1、第一電子背壓閥3、閃蒸腔4、第二電子背壓閥5和水囊8。

其中，水泵1用於將冷卻水加壓進飛行器熱部件2的冷卻通道，以吸收部件表面熱流接近或達到飽和狀態。閃蒸腔4用於對經過第一電子背壓閥3的升溫後的冷卻水進行閃蒸，以將吸收的表面熱流轉化為汽化潛熱對外界釋放，並進行氣液分離，使得冷卻水溫度降至閃蒸腔4壓力所對應的飽和溫度。第二電子背壓閥5用於將閃蒸後的水蒸氣排出至外界低壓環境，以維持閃蒸腔4的腔體內的低壓環境，其中，當水蒸氣的壓力超過第一預設壓力值時，將水蒸氣引導入預留在其它熱部件6內部的氣膜孔。水囊8用於接收閃蒸後剩餘在閃蒸腔4內在重力和腔內壓力作用下流回的液體，其中，完成循環的冷卻水返回冷卻通道。本發明實施例的防護系統利用水閃蒸的方式對熱部件進行熱防護，不僅可以有效冷卻熱部件表面，而且能顯著減少冷卻工質的攜帶量，進而降低高超聲速飛行器機身重量，增強其執行任務的能力，提高系統的適用性和實用性，簡單易實現。

進一步地，在本發明的一個實施例中，本發明實施例的防護系統還包括：止回閥7。其中，止回閥7設置在閃蒸腔4和水囊8之間。

具體地，本發明實施例的防護系統為以水為工質的高超聲速飛行器對流冷卻+閃蒸的熱防護系統，其採用水為閃蒸工質，在冷卻水吸收熱部件2表面熱流升溫後，進入閃蒸腔4內閃蒸並進行氣液兩相分離，將吸收的熱量全部轉化為汽化潛熱並對外界釋放，閃蒸後剩餘的冷卻水溫度不高於閃蒸腔壓力所對應的飽和溫度，並且在適當條件下，可利用閃蒸生成的水蒸氣對其它熱部件表面進行氣膜冷卻，以及閃蒸腔4內的冷卻水在外力作用下回流至水囊8，在水泵1的驅動下繼續冷卻熱部件2表面。

進一步地，在本發明的一個實施例中，水泵1、第一電子背壓閥3、閃蒸腔4、第二電子背壓閥5、水囊8和止回閥7均為多個。

另外，在本發明的一個實施例中，根據飛行器熱部件2表面的集散參數、冷卻介質的物性和冷卻溫度分別得到水泵1、第一電子背壓閥3、閃蒸腔4、第二電子背壓閥5、水囊8和止回閥7的個數。

可以理解的是，水泵1的個數、高超聲速飛行器熱部件2的個數、閃蒸腔4的個數、水囊8的個數、電子背壓閥3和電子背壓閥5的個數、止回閥的個數，均根據高超聲速飛行器熱部件表面的集熱參數及冷卻介質的物性和能夠提供的冷卻溫度確定，如圖1所示，水泵1的個數為一個、高超聲速飛行器熱部件2的個數為兩個、閃蒸腔4的個數為一個、水囊8的個數為一個、電子背壓閥的個數為兩個、止回閥7的個數為一個。

可選地，在本發明的一個實施例中，冷卻通道可以為微通道或多孔結構，在此不作具體限制。

進一步地，在本發明的一個實施例中，第一電子背壓閥3還用於調節機進入閃蒸腔4的流體的壓力至第二預設壓力值。

需要說明的是，第一預設壓力值和第二預設壓力值可以根據實際情況進行設置，在此不作具體限制。

可以理解的是，冷卻水在高超聲速飛行器熱部件壁面冷卻通道內的壓力環境為常壓或更高壓力狀態。其中，進入閃蒸腔4內的流體的初始壓力可以通過電子背壓閥3調節。

進一步地，在本發明的一個實施例中，第二電子背壓閥5還用於調節閃蒸腔內4的壓力，使得閃蒸後的液體的溫度不高於相應壓力下的飽和溫度。

也就是說，閃蒸腔4與飛行器所處的外界低壓環境連通，閃蒸腔4內的壓力可以通過電子背壓閥5在高於外界環境壓力的一定範圍內調節。

進一步地，在本發明的一個實施例中，閃蒸後的液體的溫度不超過60℃。

可以立即的是，閃蒸後的水的溫度不高於相應壓力下的飽和溫度，其大小可以調整閃蒸腔4的壓力獲得，如閃蒸後剩餘液態水的溫度通常不超過60℃。。

進一步地，在本發明的一個實施例中，水囊4可以為柔性結構。

其中，在本發明的一個實施例中，水囊4可以採用丁晴橡膠材料。

也就是說，水囊柔性結構材料可以採用丁晴橡膠，其穩定的耐熱溫度可達120℃。

下面對本發明實施例的防護系統的工作原理進行詳細描述。

在本發明的實施例中，本發明實施例的防護系統包括以下步驟：

步驟s1，冷卻水經過水泵1加壓進入到熱部件2內部冷卻通道，通過吸收部件表面熱流接近或達到飽和狀態；

步驟s2，升溫後的冷卻水流經電子背壓閥3進入閃蒸腔4內迅速沸騰汽化即閃蒸，將吸收的表面熱流全部轉化為水的汽化潛熱對外界釋放，並進行氣液兩相分離，冷卻水溫度降至閃蒸腔4壓力所對應的飽和溫度；

步驟s3，閃蒸腔4通過電子背壓閥5與外界低壓環境連通，排除閃蒸後的水蒸氣，維持腔內的低壓環境；

步驟s4，當所排出的水蒸氣具有較高的壓力時，可將水蒸氣引導入預留在其它熱部件內部的氣膜孔，通過氣膜冷卻的方式隔絕氣動加熱熱流，進而形成對受熱表面的冷卻；

步驟s5，水閃蒸後剩餘在閃蒸腔4內的液體在重力和腔內壓力等作用下，流回水囊8；

步驟s6，完成循環的冷卻水返回熱部件2內的冷卻通道，重複步驟s1至s5。

在本發明的實施例中，本發明實施例的防護系統適用於高超聲速飛行器的局部和大面積的、高效、簡便的熱防護，充分利用了水的大比熱容所提供的顯熱和高汽化潛熱，可實現熱部件表面有效的熱防護，且閃蒸後水的溫度取決於閃蒸腔內的壓力，因此可通過調整閃蒸腔的壓力實現對循環過程中冷卻水的溫度調控。此外，閃蒸汽化後的水溫較低，能保障循環冷卻系統的運行。

另外，利用閃蒸將水從熱部件吸收的熱量間接且安全的全部轉化為水的汽化潛熱，相比於同條件下將水或其它冷卻介質直接加熱到飽和或過飽和狀態後排放的方法，大大減少了高超聲速飛行器冷卻工質的用量，且閃蒸生成的水蒸氣亦可用作氣膜冷卻的氣源，繼續對熱部件表面進行冷卻。因此，本發明實施例不僅可以有效冷卻熱部件表面，而且能顯著降低高超聲速飛行器機身重量，增強飛行器執行任務的能力。

具體而言，如圖1所示，該系統包括：水泵1、多個高超聲速飛行器熱部件及冷卻通道(熱部件2和熱部件6)、多個電子背壓閥(電子背壓閥3和電子背壓閥5)、閃蒸腔4、止回閥7、冷卻水囊8。其中，冷卻水經過水泵1加壓進入到受熱部件2內部的冷卻通道，通過吸收部件表面熱流達到或接近飽和狀態。升溫後的冷卻水流經電子背壓閥3進入閃蒸腔4內迅速沸騰汽化即閃蒸，並進行氣液兩相分離。冷卻水溫度降至閃蒸腔4壓力所對應的飽和溫度。閃蒸腔4通過電子背壓閥5與外界低壓環境連通，排除閃蒸後的水蒸氣，控制腔內的低壓環境。當所排出的水蒸氣具有較高的壓力時，可將水蒸氣引導入預留在其它熱部件6內的氣膜孔，通過氣膜冷卻的方式隔絕氣動加熱熱流，冷卻受熱表面。水閃蒸後剩餘在閃蒸腔4內的液體在重力和腔內壓力等作用下，經止回閥直接流入水囊8，在水泵1的驅動下繼續對熱部件2進行冷卻。

其中，水泵1出口至電子背壓閥3入口段為系統的高圧段。閃蒸腔4為吸熱後水的閃蒸提供了低壓環境，同時也起到了氣液分離器的作用。閃蒸腔4內的壓力數值取決於高超聲速飛行器所處的環境壓力，但可以通過調整電子背壓閥的限值獲得略高於外界環境壓力的氣體壓力。閃蒸腔4內的壓力低於吸熱後的水所對應的飽和壓力，閃蒸後液態水的溫度一般不超過60℃。

進一步地，冷卻水泵1的出口通過管路與高超聲速飛行器熱部件2冷卻通道的入口連接，高超聲速飛行器熱部件2冷卻通道的出口通過管路與電子背壓閥3的入口端連接，冷卻水吸收高超聲速飛行器熱部件表面熱流達到或接近冷卻通道壓力下的飽和狀態，其中，為了增強水與熱壁面之間的對流換熱，壁面結構採用微通道或多孔結構。

電子背壓閥3直接安裝在閃蒸腔4上，其主要有兩個作用：一是控制進入閃蒸腔4內流體的壓力；二是防止閃蒸腔4內的氣體或液體反向衝入高超聲速飛行器熱部件2的冷卻通道。

電子背壓閥5直接與閃蒸腔4連接，電子背壓閥5的出口端直接與外界低壓環境連通或通過管路與熱部件6內部的氣膜孔通道連接。閃蒸腔4為吸熱後水的閃蒸提供了低壓環境，同時也起到了氣液分離器的作用；閃蒸腔4內的壓力數值取決於高超聲速飛行器所處的環境壓力，但可以通過調整電子背壓閥5的限值獲得略高於外界環境壓力的氣體壓力；閃蒸腔4內的壓力低於吸熱後的水所對應的飽和壓力，閃蒸後液態水的溫度一般不超過60℃。

止回閥7通過管路與閃蒸腔4連接或直接將止回閥7安裝在閃蒸腔4上；通過管路將止回閥7的另一端與水囊8連接。閃蒸後的冷卻水在重力和閃蒸腔4內氣體壓力等的作用下經止回閥7流入水囊，止回閥7的作用是防止水囊8裡的水倒流入閃蒸腔4內。水囊8和水泵1通過管道直接連接。水泵1的性能規格可選擇的範圍寬，本領域的技術人員可根據設計需要靈活選擇。

本發明實施例的防護系統具有以下優點：

1、利用液態水的閃蒸，將氣動加熱熱流完全轉化為水的汽化潛熱，實施過程安全、有效且大大降低了冷卻工質用量，滿足飛行器設計中重量最小的要求，利於高超聲速飛行器的長時間飛行。

2、水閃蒸後的溫度一般不高於60℃，且閃蒸後的水溫度可以通過調整閃蒸腔壓力進行一定程度控制；在一定條件下，水閃蒸後生成的水蒸氣可用作氣膜冷卻的氣源，進而通過氣膜冷卻的方式對熱部件表面進行熱防護。

3、採用水囊作為冷卻水的回收容器，質量輕、耐用且避免了水循環過程中由於容器負壓過大導致水循環中斷的弊端。

4、結構簡單和管道設計、布置靈活，適用於高超聲速飛行器局部和大面積熱防護。

5、降低了高超聲速飛行器外壁溫度，實現受熱部件熱防護的同時降低了飛行器紅外信號的強度。

根據本發明實施例提出的飛行器熱部件的防護系統，利用閃蒸將水從熱部件吸收的熱量間接且安全的全部轉化為水的汽化潛熱，不僅可以有效冷卻熱部件表面，而且能顯著減少冷卻工質的攜帶量，進而降低高超聲速飛行器機身重量，增強其執行任務的能力，提高系統的適用性和實用性，簡單易實現。

在本發明的描述中，需要理解的是，術語「中心」、「縱向」、「橫向」、「長度」、「寬度」、「厚度」、「上」、「下」、「前」、「後」、「左」、「右」、「豎直」、「水平」、「頂」、「底」「內」、「外」、「順時針」、「逆時針」、「軸向」、「徑向」、「周向」等指示的方位或位置關係為基於附圖所示的方位或位置關係，僅是為了便於描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。

此外，術語「第一」、「第二」僅用於描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性或者隱含指明所指示的技術特徵的數量。由此，限定有「第一」、「第二」的特徵可以明示或者隱含地包括至少一個該特徵。在本發明的描述中，「多個」的含義是至少兩個，例如兩個，三個等，除非另有明確具體的限定。

在本發明中，除非另有明確的規定和限定，術語「安裝」、「相連」、「連接」、「固定」等術語應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或成一體；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內部的連通或兩個元件的相互作用關係，除非另有明確的限定。對於本領域的普通技術人員而言，可以根據具體情況理解上述術語在本發明中的具體含義。

在本發明中，除非另有明確的規定和限定，第一特徵在第二特徵「上」或「下」可以是第一和第二特徵直接接觸，或第一和第二特徵通過中間媒介間接接觸。而且，第一特徵在第二特徵「之上」、「上方」和「上面」可是第一特徵在第二特徵正上方或斜上方，或僅僅表示第一特徵水平高度高於第二特徵。第一特徵在第二特徵「之下」、「下方」和「下面」可以是第一特徵在第二特徵正下方或斜下方，或僅僅表示第一特徵水平高度小於第二特徵。

在本說明書的描述中，參考術語「一個實施例」、「一些實施例」、「示例」、「具體示例」、或「一些示例」等的描述意指結合該實施例或示例描述的具體特徵、結構、材料或者特點包含於本發明的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術語的示意性表述不必須針對的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特徵、結構、材料或者特點可以在任一個或多個實施例或示例中以合適的方式結合。此外，在不相互矛盾的情況下，本領域的技術人員可以將本說明書中描述的不同實施例或示例以及不同實施例或示例的特徵進行結合和組合。

儘管上面已經示出和描述了本發明的實施例，可以理解的是，上述實施例是示例性的，不能理解為對本發明的限制，本領域的普通技術人員在本發明的範圍內可以對上述實施例進行變化、修改、替換和變型。