[发明专利]飞行器及热防护系统

说明书

本公开提出一种飞行器及热防护系统，属于航空飞行器技术领域。该热防护系统应用于飞行器，飞行器包括机头、机身和机翼。其中，热防护系统包括第一回路、第二回路和动力供给装置。第一回路包括第一热源管路和第一冷源管路，第一热源管路设于机头或机翼前沿，第一冷源管路设于机身背风面。第二回路包括第二热源管路和第二冷源管路，第二热源管路设于机身迎风面，第二冷源管路设于机身背风面。动力供给装置连接于第一回路和第二回路，用于驱动流体介质在第一回路和第二回路内循环流动。该热防护通过流体介质以闭式循环的方式在飞行器高温区、低温区之间进行热量交换，从而起到降低飞行器高温区温度的作用。

技术领域

本公开属于航空飞行器技术领域，具体而言，涉及一种热防护系统及具有该热防护系统的飞行器。

背景技术

飞行器在临近空间以高超声速飞行时，由于激波压缩以及气流与飞行器外表面剧烈摩擦，导致飞行器局部区域受到严重的气动加热。为了保证飞行器机身及其内部环境在允许的温度范围内正常工作，需进行有效的结构热防护设计。典型的高超声速飞行器热防护系统可分为三类：被动式热防护、半被动式热防护和主动式热防护。

被动式热防护的基本原理是将热量由飞行器机身结构表面辐射出去或者由飞行器机身结构存储，无需利用冷却流体介质来吸收热量，其典型方案有：热沉结构、热结构和隔热结构。热沉结构依靠自身的热容吸收热量，当吸收的热量达到一定值之后，该结构的热防护功能将失效，若要增大吸热量则需增加热沉结构的体积和重量，该结构的防热效率较低，不适用于在临近空间长时间工作的高超声速飞行器。热结构和隔热结构主要依靠辐射散热，其对飞行器机身外表面光洁度、涂层等因素有特殊要求，其飞行环境的适用性较差。

半被动式热防护的基本原理是利用工质或者流体介质将热量带走，其典型方案有：烧蚀结构和热管结构。烧蚀结构依靠不断烧熔、气化机身外表面材料来带走入射的热量，导致机身外形发生改变，从而改变飞行器的气动力特性，同时该热防护结构不适用于在临近空间长时间工作的高超声速飞行器。热管结构换热介质流动的驱动力来自毛细作用，其内部流动和传热机理十分复杂，包含复杂的气液耦合流动问题以及气液相变传热问题，同时热管壁面与飞行器机身壁面的接触热阻严重影响热管结构的热防护效果。

主动式热防护结构的基本原理是热量全部或绝大部分由工质或冷却流带走，剩余很小一部分被反射掉，其典型方案有：液膜冷却、发汗冷却和对流冷却。液膜冷却和发汗冷却需要不断地消耗冷却介质，该热防护方案不适用于在临近空间长时间工作的高超声速飞行器。对流冷却需要外部提供额外的驱动力驱使冷却剂在通道或者管路中流动，该防护方案也需要不断地消耗冷却剂或者需要解决冷却剂加热之后的放热问题。

需要说明的是，在上述背景技术部分发明的信息仅用于加强对本公开的背景的理解，因此可以包括不构成对本领域普通技术人员已知的现有技术的信息。

发明内容

本公开提供一种能够调节温度的飞行器及热防护系统。

根据本公开的一个方面，提供一种热防护系统，应用于飞行器，所述飞行器包括机头、机身和机翼，所述热防护系统包括：

第一回路，包括第一热源管路和第一冷源管路，所述第一热源管路设于所述机头或所述机翼前沿，所述第一冷源管路设于所述机身背风面；

第二回路，包括第二热源管路和第二冷源管路，所述第二热源管路设于所述机身迎风面，所述第二冷源管路设于所述机身背风面；

动力供给装置，连接于所述第一回路和所述第二回路，用于驱动流体介质在所述第一回路和所述第二回路内循环流动。

在本公开的一种示例性实施例中，所述动力供给装置包括压缩机、涡轮机和连接所述压缩机和所述涡轮机的连接轴，所述涡轮机具有入口和出口，所述第二热源管路连接于所述涡轮机的入口，所述第二冷源管路连接于所述涡轮机的出口。