专利名称：飞行器热防护和电能提取一体化结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行器结构设计技术领域，具体的说，是涉及一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，尤其适用于超音速飞行器。
背景技术：
飞行器在空间飞行时，由于高速气流的滞止温度高、以及气流与机体表面的摩擦生热，导致飞行器机体表面的气动加热现象十分明显，超音速飞行器机体表面温度可达到300°C甚至更高的温度，为保证飞行器内电子设备等成件的工作环境温度等要求，超音速飞行器需要进行热防护设计。超音速飞行器的热防护设计，通常采用机体外表面涂防热涂层配合机体内表面敷设隔热层的方法，受工艺水平以及涂层材料理化特性的限制，机体外表面防热涂层厚度一般在微米级，防热效果有限，超音速飞行器主要的防热措施依赖于机体内表面的隔热层，受隔热层材料热阻性能的限制，为达到较大的阻滞热流量向机舱内传递的效果，往往需要设计足够厚度的隔热层。据资料显示，在飞行器表面温度300°C的情况下，需要敷设厚度达20mm左右的隔热层，才能保证机舱内电子设备在有限时间内的工作环境温度要求(不考虑电子设备的工作散热)。因此，如果采用机体外表面涂防热涂层加机体内表面敷设隔热层的热防护方法，将严重占用飞行器的内部空间，降低飞行器的有效载荷能力；同时，该方法不能解决电子设备等工作散热的累积，需要采用格外的技术措施，如液态氮汽化制冷等，从而需要占用更多的飞行器内部空间和重量，最终影响了超音速飞行器飞行时间、携带载荷能力等整体性能的提升。超音速飞行器一般在发动机尾喷管附近布置舵机等成件，受发动机尾喷管的热量外传和飞行器外表面气动加热内传的影响，舵机工作环境温度会明显上升以致于舵机不能正常工作，为保证舵机能长时间正常工作，通常采用的技术方案是在舵机表面包裹一层隔热材料，并增加发动机尾喷管的隔热层厚度，在超音速飞行器长时间飞行的条件下，该技术方案需要的隔热材料尺寸和重量明显上升，同时，舵机表面包裹的隔热材料也阻止了舵机工作散热的外传，因此舵机工作时间仍然不能大幅度的增加。超音速飞行器一般采用冲压发动机作为动力装置，冲压发动机燃烧室是一个高温热源，一般采取在燃烧室内表面敷设隔热层的技术方案来降低燃烧室的热量外传对燃烧室壳体的刚度强度降低影响。在超音速飞行器长时间飞行的条件下，该技术方案需要的隔热层厚度严重增加，进而影响到发动机燃烧室的容积和发动机的能力。另外，超音速飞行器还存在另外一个问题，即飞行器电力的来源问题。超音速飞行器一般配装冲压发动机作为动力装置，冲压发动机没有涡轮转动件，无法直接提供发电机电能输出以作为飞行器的主电源，目前，超音速飞行器主电源多采用锂电池供电的方式。由于锂电池属于消耗性电源，在超音速飞行器留空时间增加的情况下，相应地锂电池的体积和重量将同步增加，需要占用飞行器更多的内部空间和重量，从而影响了超音速飞行器飞行时间、携带载荷能力等整体性能的提升。
本发明的目的，就在于克服现有技术的不足，采用一种新型的结构设计，同时解决上述飞行器内部的热防护问题和电能提取的问题。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术的不足，适应现实需要，提供一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，尤其适用于超音速飞行器。为了实现本发明的目的，本发明采用的技术方案为
一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，飞行器进气道与机身中的空气涡轮发电机的进气口连通，所述空气涡流发电机的出口气流流经飞行器机身内的热端部件后从机身上表面的低压区排气。所述飞行器中设有电子设备舱，所述电子设备舱中设有隔板将电子设备与飞行器机身隔开，所述隔板与飞行器机身内表面之间设有气流通道，所述气流通道的一端与空气涡流发电机的出口连通，另一端与机身上表面低压力区连通排气。 所述隔板壁上设有压力平衡小孔。所述空气涡流发电机的出口气流流经发动机尾喷管后从机身上表面的低气压区排气。本发明的有益效果在于
1.由于进气道出口气流的比热焓高(总温总压高)、因此进行少量的进气道引气流入空气涡轮发电机，一般引气流量约为进气道总流量的千分之一，即可满足飞行器全机的用电需求，引气对进气道的性能影响微弱；
2.空气涡轮发电机尺寸紧凑,功重比高,能长时间对外供电,可以大幅度的减少飞行器主电源对飞行器内部空间和重量的占用；
3.由于电子设备舱等飞行器热端部件的机体气动加热内传热量和热端部件自身产生热量都可以通过气流带出飞行器外，同时空气的传热效率低，因此热端部件的隔热和冷却效果好，即使因为电子设备舱等热端部件内温度仍然较高而需要采用半导体空调等附加制冷方式，附加制冷装置的工作负荷也大为降低；
4.和机体内表面敷设隔热层的方法相比，隔板和飞行器机体之间的气流通道的高度小，可以大幅度的减小热防护结构对飞行器内部空间的占用；
5.气流直接对飞行器的机身内表面进行冷却，降低了机身的温度，提高了机身材料的强度，从而可以允许采用较薄的材料制造机身，最终提高了飞行器的携带载荷能力等性能。
图1为本发明的剖视结构示意图。图中各附图标记的含义
I为机身，2为气流通道，3为电子设备舱，4为隔板，5为空气涡轮发电机，6为进气道。
具体实施例方式下面结合附图和具体实施例对本发明进一步说明
实施例参见图1，图中箭头所示方向为气流流向。
本发明示出了一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，即技术手段为将飞行器进气道6与机身I中的空气涡轮发电机5的进气口连通，所述空气涡流发电机5的出口气流流经飞行器机身内的热端部件后从机身上表面的低压区排气。所述飞行器中设有电子设备舱3，所述电子设备舱3中设有隔板4将电子设备与飞行器机身I隔开，所述隔板4与飞行器机身I内表面之间设有气流通道2，所述气流通道2的一端与空气涡流发电机5的出口连通，另一端与机身上表面低压力区连通排气。将飞行器进气道6与机身I中的空气涡轮发电机5进气口连通，进气道6中的小部分高温高压空气流过空气涡轮发电机5，空气涡轮发电机5将气流的热焓转变成电能供给飞行器全机用电设备使用，温度和压力都降低后的空气流入由隔板4和飞行器机身I内表面形成的气流通道2中，气流在气流通道2的流动过程中，吸收了飞行器外表面气动加热内传的热量和电子设备作为热端部件工作产生的热量，然后气流从飞行器上表面低压区排出飞行器外。所述空气涡流发电机5的出口气流还可以流经发动机尾喷管(图中未示出)或者其他热端部件后从机身上表面的低气压区排气。假设飞行器用电需求为1600W，空气涡轮发电机5进气口的气流总温为747K，气流速度为低亚音速，气流总压和飞行器所在大气环境静压之比为30，空气涡轮发电机5的设计落压比为15，空气涡轮发电机5的热焓一机械能转换效率为0. 9，空气涡轮发电机5的机械能一电能转换效率为0. 9。则通过计算可知空气涡轮发电机5的需用空气流量为0. 5kg/s，空气涡轮发电机5出口的气流静温最低可达到47 0C (当出口气流达到临界状态的情况下)，空气涡轮发电机5出口的气流静压与大气环境静压之比约为2。空气涡轮发电机5出口的气流静温较低，能对电子设备舱进行有效冷却，空气涡轮发电机5出口的气流静压较高，气流能从飞行器上表面的低压区排出。假设隔板围成的空间为一个直径为260mm的圆柱体，则大致的计算结果表明，气流通道2的高度约为3_，气流通道占用飞行器的内部空间少。隔板4起到作为电子设备外形轮廓气流整流罩的作用，隔板4可采用导热性能良好、热反射能力强的薄板材料制造，如金属铝薄板，为避免薄的隔板承受到较高的气流压力以致于变形破坏，可在隔板上钻若干压力平衡小孔以减小隔板内外空间的压力差。由于空气涡轮发电机3出口的气流仍然具有较高的压力，同时飞行器上表面的当地压力有可能低于环境静压，气流通道2中的气流能排出飞行器外。如果飞行器上表面的低压区压力偏高，可通过飞行器外表面的局部气动外形设计，在飞行器外表面产生局部的低压区，以保证气流通道2中的气流能排出飞行器外。本发明的实施例公布的是较佳的实施例，但并不局限于此，本领域的普通技术人员，极易根据上述实施例，领会本发明的精神，并做出不同的引申和变化，但只要不脱离本发明的精神，都在本发明的保护范围内。
权利要求
1.一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，其特征在于飞行器进气道与机身中的空气涡轮发电机的进气口连通，所述空气涡流发电机的出口气流流经飞行器机身内的热端部件后从机身上表面的低压区排气。
2.根据权利要求1所述的飞行器热防护和电能提取一体化结构，其特征在于所述飞行器中设有电子设备舱，所述电子设备舱中设有隔板将电子设备与飞行器机身隔开，所述隔板与飞行器机身内表面之间设有气流通道，所述气流通道的一端与空气涡流发电机的出口连通，另一端与机身上表面低压力区连通排气。
3.根据权利要求2所述的飞行器热防护和电能提取一体化结构，其特征在于所述隔板壁上设有压力平衡小孔。
4.根据权利要求1所述的飞行器热防护和电能提取一体化结构，其特征在于所述空气涡流发电机的出口气流流经发动机尾喷管后从机身上表面的低气压区排气。
全文摘要
本发明涉及飞行器结构设计技术领域，具体的说，是涉及一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，尤其适用于超音速飞行器。一种飞行器热防护和电能提取一体化结构，飞行器进气道与机身中的空气涡轮发电机的进气口连通，所述空气涡流发电机的出口气流流经飞行器机身内的热端部件后从机身上表面的低压区排气。本发明采取的飞行器热防护和电能提取一体化结构，充分利用飞行器上的资源，能较好地同时解决了飞行器主电源选择、飞行器外表面气动加热内传、舱内热端部件的工作散热积累、飞行器结构受热等多个问题。
文档编号B64C1/40GK103029826SQ20121052681
公开日2013年4月10日 申请日期2012年12月10日 优先权日2012年12月10日
发明者熊薇, 刘渊, 袁飞马, 唐仁杰, 袁海峰, 黄敏, 张玉新, 沙雪凤, 赵广超, 马文超 申请人:江西洪都航空工业集团有限责任公司