[發(fā)明專利]一種高超飛行器輔助火箭的熱防護系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201910080022.6
• 申請日: 2019-01-28
• 公開（公告）號: CN109774981B
• 公開（公告）日: 2020-07-03
• 發(fā)明（設計）人: 胥蕊娜;姜培學;王昱森
• 申請（專利權）人: 清華大學
• 主分類號: B64G1/40
• 分類號: B64G1/40;B64G1/58;F02K9/44
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 杜陽陽

本發(fā)明公開一種高超飛行器輔助火箭的熱防護系統(tǒng)，包括：支板外殼、多個第一導熱支撐肋、多個第二導熱支撐肋、鋼基多孔組件、電解池組件、氣流回路、冷卻水流回路以及儲水箱；支板外殼接收高超飛行器主燃燒室釋放的熱量，并通過多個第一導熱支撐肋將熱量傳遞給鋼基多孔組件；儲水池內(nèi)的液態(tài)水通過冷卻水流回路傳輸給鋼基多孔組件，利用鋼基多孔組件內(nèi)的一部分能量將液態(tài)水變成水蒸氣，水蒸氣通過氣流回路傳輸至電解池組件；鋼基多孔組件還將剩余的能量通過多個第二導熱支撐肋傳遞給電解池組件；電解池組件利用剩余的能量將水蒸氣電解成氫氣和氧氣，并將氫氣和氧氣發(fā)送至副燃燒室進行燃燒，以實現(xiàn)加強了高超飛行器輔助火箭的熱防護。

技術領域

本發(fā)明涉及飛行器熱防護技術領域，特別是涉及一種高超飛行器輔助火箭的熱防護系統(tǒng)。

背景技術

隨著航空航天技術的飛速發(fā)展，近年來高超聲速飛行器的研制越來越受到各國和企業(yè)的重視。為了滿足對高超聲速飛行器飛行速度，飛行空間范圍以及推力調(diào)節(jié)范圍等參數(shù)越來越高的要求，具備空、臨天寬域工作能力；綜合比沖高，推力調(diào)節(jié)范圍大，結構緊湊輕質(zhì)的新一代組合式吸氣飛行動力已經(jīng)成為了各國爭相研制的熱點。其中TRRE渦輪輔助火箭增強沖壓組合循環(huán)發(fā)動機極具有代表性，TRRE動力系統(tǒng)結構緊湊，可以在不同飛行速度下切換模式，使得飛行器得以在極寬的飛行速度范圍內(nèi)工作。在高馬赫數(shù)下飛行時，TRRE動力系統(tǒng)由下方的沖壓發(fā)動機-輔助火箭聯(lián)合提供動力。其中，輔助火箭由于布置在沖壓發(fā)動機燃燒室內(nèi)部，在高馬赫數(shù)下飛行時，沖壓發(fā)動機產(chǎn)生的高溫高速燃氣將直接作用于輔助火箭及聯(lián)接輔助火箭與飛行器主體的聯(lián)接支板表面，造成嚴重的熱負荷。同時，為滿足推力要求，輔助火箭燃燒室功率極高，其燃燒室壁面須承受極高的熱流密度。TRRE巡航工況下，輔助火箭表面熱流密度高達1MW/m2量級，燃燒室壁面熱流密度則為10MW/m2量級。這樣嚴重的熱負荷為輔助火箭的熱防護帶來了難題。

當前，對于高超飛行器及其部件的熱防護方式隨著馬赫數(shù)的增高一般逐漸從被動防護變?yōu)樵偕鋮s、氣膜冷卻、沖擊冷卻乃至發(fā)汗冷卻，但上述方案對于輔助火箭面臨的極端嚴苛工況而言并不完全有效。具體而言，針對輔助火箭高溫部件進行的熱防護主要是通過吸熱型碳氫燃料的再生冷卻輔以沖擊冷卻、發(fā)汗冷卻進行。但高溫下吸熱型碳氫燃料熱裂解將引發(fā)結焦積碳等問題，這將嚴重影響再生冷卻的性能。并且，為了進行沖擊、發(fā)汗冷卻而攜帶的冷卻劑工質(zhì)，對飛行器而言是額外的質(zhì)量負擔，在長時間高馬赫數(shù)飛行時，飛行器將不得不額外攜帶大量的冷卻劑，這又將進一步惡化負荷問題。

此外，由于輔助火箭使用火箭油為還原劑，過氧化氫作為氧化劑，這就要求位于聯(lián)接支板內(nèi)的過氧化氫輸送流道溫度必須低于過氧化氫分解溫度400K。考慮到輔助火箭承受的熱負荷，這顯然陡然提升了熱防護難度。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是提供一種高超飛行器輔助火箭的熱防護系統(tǒng)，以實現(xiàn)加強高超飛行器輔助火箭的熱防護，降低了熱防護難度。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供了一種高超飛行器輔助火箭的熱防護系統(tǒng)，所述系統(tǒng)包括：

支板外殼、多個第一導熱支撐肋、多個第二導熱支撐肋、鋼基多孔組件、電解池組件、氣流回路、冷卻水流回路以及儲水箱；所述儲水箱通過所述冷卻水流回路與所述鋼基多孔組件連通，所述鋼基多孔組件通過所述氣流回路與所述電解池組件連通，所述鋼基多孔組件通過多個所述第二導熱支撐肋與所述電解池組件連接，所述支板外殼通過帶有多個所述第一導熱支撐肋的所述氣流回路與所述鋼基多孔組件連接；

所述支板外殼接收所述高超飛行器主燃燒室釋放的熱量，并通過多個所述第一導熱支撐肋將熱量傳遞給所述鋼基多孔組件；所述儲水箱內(nèi)的液態(tài)水通過所述冷卻水流回路傳輸給所述鋼基多孔組件，利用所述鋼基多孔組件內(nèi)的一部分能量將液態(tài)水變成水蒸氣，所述水蒸氣通過所述氣流回路傳輸至所述電解池組件；所述鋼基多孔組件還將剩余的能量通過多個所述第二導熱支撐肋傳遞給所述電解池組件；所述電解池組件利用剩余的能量將水蒸氣電解成氫氣和氧氣，并將氫氣和氧氣發(fā)送至所述高超飛行器輔助火箭的副燃燒室進行燃燒。