[实用新型]一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置

说明书

一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置，由飞行器头罩、发生器固定支架、固体燃气发生器、燃气过滤及整流贮箱、气体调节及输送系统和气体分配装置组成；其中发生器固定支架用螺钉紧固在飞行器头罩上下两侧的内壁上，固体燃气发生器用螺栓紧固在发生器固定支架的中部右侧；燃气过滤及整流贮箱采用法兰与固体燃气发生器连接并采用o形圈密封；气体调节及输送系统与燃气过滤及整流贮箱采用管接头连接和球锥型面密封，气体分配装置与气体调节及输送系统采用管接头连接和球锥型面密封。本实用新型可得到温度较低、洁净、输送压力稳定的气体，能大大简化气源供应系统，大幅减轻飞行器头罩材料的烧蚀。

技术领域

本实用新型涉及的一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置，用于高超声速飞行器头罩外表面的主动式隔热，属于高超声速飞行器防热隔热技术领域。

背景技术

空天飞机、航天飞机、导弹、火箭等高超声速飞行器（以下简称“飞行器”）在大气层内长时间高速飞行时，头罩外表面会产生很高的动压和强烈的气动加热效应。恶劣的气动加热效应所产生的高温，会显著降低飞行器壳体材料的强度极限和结构承载能力。飞行器热防护的基本目的是在气动加热的严酷环境下，确保飞行器的结构安全，并使飞行器内壁保持在可允许的温度和压力范围内。

目前飞行器防热隔热技术主要有被动防热、主动防热、半主动防热三大类，其中：被动热防护主要是依靠防热结构和材料本身将热量吸收或辐射出去，不需要工质，这种方案简单可靠，目前被广泛采用，但防热时间较短；主动冷却主要是依靠冷却工质将绝大部分热流带走，并将一小部分热量反射，这种方案防热时间长，但装置内需设计冷却工质贮箱和输送系统，结构较复杂、占用空间较大；半主动热防护介于被动防热和主动防热之间，主要采取热管结构和烧蚀结构两种形式，防热时间较长，其内不需要贮箱和输送系统，而热管结构相对烧蚀结构要复杂、占用空间较大。

考虑到飞行器头罩表面的气动结构较为复杂，同时，受金属壳体和内部元件使用温度、弹径尺寸等多方面的限制，单一的被动防热（如防热瓦、碳碳材料、碳硅材料）或半主动防热（如烧蚀结构）已无法满足更高速度、更长时间下的热防护需求。高速、长时间飞行产生的恶劣气动加热效应将会导致飞行器气动外型面发生改变，进而影响飞行器的飞行稳定性。

发明内容

本实用新型的技术解决问题是：克服现有技术的缺陷，提出一种固体燃气发生器气源的气膜隔热降温装置，采用低温固体燃气发生器作为气源，经过滤、整流、稳压后将低温、洁净、输送压力稳定的气体输送到飞行器头罩的气膜隔热孔中，在头罩外表面能形成均匀的低温气膜，能有效降低飞行器头罩外表面的气动加热效应，大幅减轻飞行器头罩材料的烧蚀，从而满足飞行器更高速度、更长时间下的热防护需求。

本实用新型的技术解决方案为：

一种以低温固体燃气发生器作为气源的气膜隔热降温装置，主要由飞行器头罩（1）、发生器固定支架（2）、固体燃气发生器（3）、燃气过滤及整流贮箱（4）、气体调节及输送系统（5）和气体分配装置（6）组成；其中发生器固定支架（2）用螺钉紧固在飞行器头罩（1）上下两侧的内壁上，固体燃气发生器（3）用螺栓紧固在发生器固定支架（2）的中部右侧；燃气过滤及整流贮箱（4）整体呈圆锥形、头部呈钝体形，位于固体燃气发生器（3）的右侧，采用法兰与固体燃气发生器（3）连接并采用o形圈密封；气体调节及输送系统（5）位于固体燃气发生器（3）的外侧、燃气过滤及整流贮箱（4）的左侧，与燃气过滤及整流贮箱（4）采用管接头连接和球锥型面密封，气体分配装置（6）内外侧均呈圆锥形、头部呈钝体形，位于飞行器头罩（1）的内侧，与气体调节及输送系统（5）采用管接头连接和球锥型面密封，气体分配装置（6）左端内壁上设有凸台，与燃气过滤及整流贮箱（4）左侧边缘的支耳采用螺钉紧固；