一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法

本申请涉及高速飞行器热防护，特别是涉及一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法。

背景技术：

1、高速飞行器是航空航天技术的创新前沿，随着科技发展，人们对于飞行器的需要逐渐由能够飞行转向“飞的更快”，因此，对高速飞行器更高马赫飞行和可重复使用的研究及应用成为世界各国关注重点之一。然而，在高马赫飞行时，其头部、翼、舵等将承受极端气动力、热载荷，飞行器结构材料有效性、结构完整性等容易受到破坏，从而威胁到飞行器的稳定与安全。

2、其中，高速飞行器头部、控制翼/舵作为暴露于高速气流中的关键部件，前缘及缝隙区域热流极大，外部气动加热会沿连接件传递至舱内的驱动、执行机构，局部高温将导致舱内温敏器件失效，从而威胁飞行稳定与安全。

3、常规控制翼/舵采用被动式热防护，结构形式为“金属骨架+防热套”，属于被动式“扛热”。随飞行速度、飞行时间增长，高热流的长时积累效应使得被动式热防护出现性能不足或代偿过大等缺点。主动式热管理因其更高的热防护性能成为更具前景的设计方法。目前研究显示，单一的热防护方法通常存在一些不足，例如，单一发汗冷却减阻效果微弱、单一逆向射流冷却性能不佳。此外，以上主动式热防护通常需要携带大量冷却工质及泵压设备，对于伺服系统，尾舱内部空间狭小，装载冷却工质的容积有限，如何最大限度地利用可设计空间，使得冷却工质的效能最大化，是高马赫飞行过程中控制翼/舵热防护设计的关键问题，同时对高速飞行器的总体设计起到决定性作用。

技术实现思路

1、基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，通过所述方法设计的高速飞行器热管理系统，能够在有限的空间内，实现间隙、连接件等部位半主动热控。

2、一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，通过所述方法设计高速飞行器热管理系统，所述系统包括：设置在控制面内的热控箱，设置在控制面底端的冷却通道，以及设置在机身内的冷却组件；所述控制面底端与所述机身之间具有间隙，所述冷却通道朝向所述间隙处开设有排气口；所述冷却组件的一端通过管道与所述热控箱连通，管道上设置有压力控制件，另一端与所述冷却通道连通；所述热控箱内具有冷却工质，所述冷却工质吸收控制面的热量产生相变。

3、另一方面，在位于所述控制面上游处的机身上开设有射流口，所述射流口与所述冷却组件通过管道连通，所述管道上设置有压力控制件。

4、进一步地，所述冷却组件通过连接件固定在所述控制面底端；所述连接件为凹腔结构，所述冷却组件置于凹腔中。

5、进一步地，所述机身内设置有温敏器件，所述连接件与温敏器件相连。

6、进一步地，所述冷却组件包括：与冷却通道连接的发汗冷却端，以及设置在发汗冷却端下方的多孔介质区域、冷却工质区域以及柔性隔膜；

7、所述柔性隔膜与所述连接件形成密封腔体，所述密封腔体通过管道与所述热控箱连通；

8、在所述管道的路径上，延伸另一条管道至机身的射流口处。

9、进一步地，所述排气口为若干间隔设置的孔状，或为一条槽体。

10、进一步地，所述射流口为一个单孔，或若干间隔排列的多孔，或一条槽体。

11、进一步地，所述发汗冷却端为板状结构，采用烧结多孔金属材质制成。

12、进一步地，所述冷却通道为串联蛇形盘管结构。

13、进一步地，所述多孔介质区域设置的为轻质多孔隔热毡。

14、相较于现有技术，本申请提供的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法具有以下效果：

15、1.通过热控箱与冷却组件吸热，并将相变后的冷却工质从排气口排出，能够实现间隙、连接件等部位半主动热控，有效保证了伺服机构安全、稳定的工作温度。

16、2.有效利用伺服系统内有限的设计空间，不额外携带其他大件设备，起到优化空间的作用。

技术特征：

1.一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，通过所述方法设计高速飞行器热管理系统，所述系统包括：设置在控制面内的热控箱，设置在控制面底端的冷却通道，以及设置在机身内的冷却组件；

2.根据权利要求1所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，在位于所述控制面上游处的机身上开设有射流口，所述射流口与所述冷却组件通过管道连通，所述管道上设置有压力控制件。

3.根据权利要求1或2所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述冷却组件通过连接件固定在所述控制面底端；

4.根据权利要求3所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述机身内设置有温敏器件，所述连接件与温敏器件相连。

5.根据权利要求3所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述冷却组件包括：与冷却通道连接的发汗冷却端，以及设置在发汗冷却端下方的多孔介质区域、冷却工质区域以及柔性隔膜；

6.根据权利要求5所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述排气口为若干间隔设置的孔状，或为一条槽体。

7.根据权利要求5所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述射流口为一个单孔，或若干间隔排列的多孔，或一条槽体。

8.根据权利要求5所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述发汗冷却端为板状结构，采用烧结多孔金属材质制成。

9.根据权利要求5所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述冷却通道为串联蛇形盘管结构。

10.根据权利要求5所述的一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，其特征在于，所述多孔介质区域设置的为轻质多孔隔热毡。

技术总结
本申请涉及一种基于气动热利用技术的高速飞行器热管理系统设计方法，通过所述方法设计高速飞行器热管理系统，系统包括：设置在控制面内的热控箱，设置在控制面底端的冷却通道，以及设置在机身内的冷却组件；控制面底端与机身之间具有间隙，冷却通道朝向间隙处开设有排气口；冷却组件的一端通过管道与热控箱连通，管道上设置有压力控制件，另一端与冷却通道连通；热控箱内具有冷却工质，冷却工质吸收控制面的热量产生相变。本申请通过热控箱与冷却组件吸热，并将相变后的冷却工质从排气口排出，能够实现前缘减阻防热，间隙、连接件等部位半主动热控的多重功效，有效保证了伺服机构安全、稳定的工作温度。

技术研发人员：李世斌,马锐,郭庆阳,王林,刘冰,骆俊衡,王良,柯智骞
受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学
技术研发日：
技术公布日：2024/5/10