[發明專利]飛行器熱防護和電能提取一體化結構

有效

• 申請號: 201210526816.9
• 申請日: 2012-12-10
• 公開（公告）號: CN103029826A
• 公開（公告）日: 2013-04-10
• 發明（設計）人: 熊薇;劉淵;袁飛馬;唐仁杰;袁海峰;黃敏;張玉新;沙雪鳳;趙廣超;馬文超
• 申請（專利權）人: 江西洪都航空工業集團有限責任公司
• 主分類號: B64C1/40
• 分類號: B64C1/40;B64D33/04
• 代理公司: 南昌新天下專利商標代理有限公司 36115
• 代理人: 施秀瑾

技術領域

本發明涉及飛行器結構設計技術領域，具體的說，是涉及一種飛行器熱防護和電能提取一體化結構，尤其適用于超音速飛行器。

背景技術

飛行器在空間飛行時，由于高速氣流的滯止溫度高、以及氣流與機體表面的摩擦生熱，導致飛行器機體表面的氣動加熱現象十分明顯，超音速飛行器機體表面溫度可達到300℃甚至更高的溫度，為保證飛行器內電子設備等成件的工作環境溫度等要求，超音速飛行器需要進行熱防護設計。

超音速飛行器的熱防護設計，通常采用機體外表面涂防熱涂層配合機體內表面敷設隔熱層的方法，受工藝水平以及涂層材料理化特性的限制，機體外表面防熱涂層厚度一般在微米級，防熱效果有限，超音速飛行器主要的防熱措施依賴于機體內表面的隔熱層，受隔熱層材料熱阻性能的限制，為達到較大的阻滯熱流量向機艙內傳遞的效果，往往需要設計足夠厚度的隔熱層。據資料顯示，在飛行器表面溫度300℃的情況下，需要敷設厚度達20mm左右的隔熱層，才能保證機艙內電子設備在有限時間內的工作環境溫度要求（不考慮電子設備的工作散熱）。因此，如果采用機體外表面涂防熱涂層加機體內表面敷設隔熱層的熱防護方法，將嚴重占用飛行器的內部空間，降低飛行器的有效載荷能力；同時，該方法不能解決電子設備等工作散熱的累積，需要采用格外的技術措施，如液態氮汽化制冷等，從而需要占用更多的飛行器內部空間和重量，最終影響了超音速飛行器飛行時間、攜帶載荷能力等整體性能的提升。

超音速飛行器一般在發動機尾噴管附近布置舵機等成件，受發動機尾噴管的熱量外傳和飛行器外表面氣動加熱內傳的影響，舵機工作環境溫度會明顯上升以致于舵機不能正常工作，為保證舵機能長時間正常工作，通常采用的技術方案是在舵機表面包裹一層隔熱材料，并增加發動機尾噴管的隔熱層厚度，在超音速飛行器長時間飛行的條件下，該技術方案需要的隔熱材料尺寸和重量明顯上升，同時，舵機表面包裹的隔熱材料也阻止了舵機工作散熱的外傳，因此舵機工作時間仍然不能大幅度的增加。

超音速飛行器一般采用沖壓發動機作為動力裝置，沖壓發動機燃燒室是一個高溫熱源，一般采取在燃燒室內表面敷設隔熱層的技術方案來降低燃燒室的熱量外傳對燃燒室殼體的剛度強度降低影響。在超音速飛行器長時間飛行的條件下，該技術方案需要的隔熱層厚度嚴重增加，進而影響到發動機燃燒室的容積和發動機的能力。

另外，超音速飛行器還存在另外一個問題，即飛行器電力的來源問題。超音速飛行器一般配裝沖壓發動機作為動力裝置，沖壓發動機沒有渦輪轉動件，無法直接提供發電機電能輸出以作為飛行器的主電源，目前，超音速飛行器主電源多采用鋰電池供電的方式。由于鋰電池屬于消耗性電源，在超音速飛行器留空時間增加的情況下，相應地鋰電池的體積和重量將同步增加，需要占用飛行器更多的內部空間和重量，從而影響了超音速飛行器飛行時間、攜帶載荷能力等整體性能的提升。

本發明的目的，就在于克服現有技術的不足，采用一種新型的結構設計，同時解決上述飛行器內部的熱防護問題和電能提取的問題。

發明內容

本發明的目的在于克服現有技術的不足，適應現實需要，提供一種飛行器熱防護和電能提取一體化結構，尤其適用于超音速飛行器。

為了實現本發明的目的，本發明采用的技術方案為：

一種飛行器熱防護和電能提取一體化結構，飛行器進氣道與機身中的空氣渦輪發電機的進氣口連通，所述空氣渦流發電機的出口氣流流經飛行器機身內的熱端部件后從機身上表面的低壓區排氣。

所述飛行器中設有電子設備艙，所述電子設備艙中設有隔板將電子設備與飛行器機身隔開，所述隔板與飛行器機身內表面之間設有氣流通道，所述氣流通道的一端與空氣渦流發電機的出口連通，另一端與機身上表面低壓力區連通排氣。

所述隔板壁上設有壓力平衡小孔。

所述空氣渦流發電機的出口氣流流經發動機尾噴管后從機身上表面的低氣壓區排氣。

本發明的有益效果在于：

1.由于進氣道出口氣流的比熱焓高（總溫總壓高）、因此進行少量的進氣道引氣流入空氣渦輪發電機，一般引氣流量約為進氣道總流量的千分之一，即可滿足飛行器全機的用電需求，引氣對進氣道的性能影響微弱；

2.空氣渦輪發電機尺寸緊湊，功重比高，能長時間對外供電，可以大幅度的減少飛行器主電源對飛行器內部空間和重量的占用；