[發明專利]適用于高超聲速飛行器的熱能綜合管理系統及飛行器

有效

• 申請號: 201810581854.1
• 申請日: 2018-06-07
• 公開（公告）號: CN108750123B
• 公開（公告）日: 2020-10-23
• 發明（設計）人: 鄒正平;梁科
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B64D13/06
• 分類號: B64D13/06;B64D33/08
• 代理公司: 北京集佳知識產權代理有限公司 11227
• 代理人: 李海建

本發明公開了一種適用于高超聲速飛行器的熱能綜合管理系統及飛行器。適用于高超聲速飛行器的熱能綜合管理系統包括座艙空氣系統、燃油系統、推進系統、機載設備、冷卻劑冷卻系統和閉式循環冷卻系統。當飛行器的飛行馬赫數在第一預設范圍值時，冷卻劑冷卻系統與閉式循環冷卻系統皆不工作；當飛行器的飛行馬赫數達到第二預設范圍值時，冷卻劑冷卻系統不工作，閉式循環冷卻系統工作；當飛行器的飛行馬赫數達到第三預設范圍值時，冷卻劑冷卻系統與閉式循環冷卻系統皆工作。本發明應用閉式循環冷卻系統與冷卻劑冷卻系統對高超聲速飛行時飛行器的熱量進行有效管理，解決了飛行器性能無法達到要求，安全性較低問題，避免了飛行器有效載荷空間小的問題。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器技術領域，尤其是涉及用于飛行馬赫數為0～6范圍內適用于高超聲速飛行器的熱能綜合管理系統及飛行器。

背景技術

高超聲速飛行器的發展是飛行器發展的一個重要方向。高超聲速飛行器的飛行速度較快，機體表面由于粘性以及氣動作用，其表面溫度將高達900-1800K，這部分所產生的熱量不容小覷。伴隨著飛機性能的提高，需要更多的更大功率的機載電子設備和高級任務系統的支持，這導致機載機電設備產生更多的熱量。然而，機艙以及機載設備所要求的工作環境溫度卻不能過高。

對于高超聲速飛機而言，僅僅利用被動冷卻的方法已經無法滿足飛機機體以及機載設備對于散熱能力的要求。研究高超聲速飛行器的熱能綜合管理技術是必要的。

國內外對于高超聲速飛行器的熱能綜合管理技術的研究現狀如下：我國南京航空航天大學以INVENT計劃為基礎，提出了綜合一體化熱/能量管理系統的工作模式，得到了綜合一體化熱/能量管理系統頂層設計理念，在此基礎上，具體闡述了綜合一體化熱/能量管理系統方案，得到了綜合一體化熱/能量管理系統頂層設計方法，并利用仿真模塊搭建了系統仿真平臺。北京航空航天大學針對超聲速飛行器面臨的熱防護問題，提出了一種布雷頓循環熱電轉化技術并結合高超聲速飛行器的飛行工況進行了熱力學分析。哈爾濱工業大學提出了基于閉式布雷頓循環的高超聲速熱防護系統，對系統進行了熱力學分析，并提出了初步的系統性能評估模型。美國針對熱管理的大量研究表明，采用熱綜合管理解決飛行器的熱電綜合問題是主流趨勢，目前的研究主要集中在機電熱管理系統與動力系統的綜合，飛機高超聲速飛行時的機體熱防護并未被納入熱綜合管理的研究范疇。歐盟針對高超聲速巡航飛行器機體熱防護與供電需求，與日本合作提出了“未來高速運輸關鍵技術”(HIKARI)計劃，針對LAPCAT計劃的MR2飛行器和軸對稱飛行器分別提出了基于開式低溫燃料循環和閉式介質循環的熱綜合管理方案，但都未解決馬赫數為0～6飛行器在高超聲速飛行時由于來流氣流熱量大，飛行器內部系統功耗大，從而引起的飛行器熱負荷較高，出現的性能無法達到要求，飛行器安全性低的問題，以及僅采用低比體積熱沉燃料作為熱沉所帶來的燃料體積占比大，從而引起的飛行器有效載荷空間小的問題。

因此，如何解決飛行器在高超聲速飛行時由于來流氣流熱量大，飛行器內部系統功耗大，從而引起的飛行器熱負荷較高，出現的性能無法達到要求，飛行器安全性低的問題，以及僅采用低比體積熱沉燃料作為熱沉所帶來的燃料體積占比大，從而引起的飛行器有效載荷空間小的問題。

發明內容

有鑒于此，本發明的第一個目的是提供一種適用于高超聲速飛行器的熱能綜合管理系統，以解決飛行器在高超聲速飛行時由于來流氣流熱量大，飛行器內部系統功耗大，從而引起的飛行器熱負荷較高，出現的性能無法達到要求，飛行器安全性低的問題，以及僅采用低比體積熱沉燃料作為熱沉所帶來的燃料體積占比大，從而引起的飛行器有效載荷空間小的問題。

本發明的第二個目的是提供一種飛行器。

為了實現上述第一個目的，本發明提供了如下方案：