[发明专利]飞行器热防护和电能提取一体化结构

说明书

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℃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℃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；