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1、(10)申请公布号 CN 103029826 A (43)申请公布日 2013.04.10 CN 103029826 A *CN103029826A* (21)申请号 201210526816.9 (22)申请日 2012.12.10 B64C 1/40(2006.01) B64D 33/04(2006.01) (71)申请人 江西洪都航空工业集团有限责任公 司 地址 330000 江西省南昌市新溪桥 5001 信 箱 460 分箱 (72)发明人 熊薇 刘渊 袁飞马 唐仁杰 袁海峰 黄敏 张玉新 沙雪凤 赵广超 马文超 (74)专利代理机构 南昌新天下专利商标代理有 限公司 36115 代理。
2、人 施秀瑾 (54) 发明名称 飞行器热防护和电能提取一体化结构 (57) 摘要 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。 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。本发明采取 的飞行器热防护和电能提取一体化结构， 充分利 用飞行器上的资源， 能较好地同时解决了飞行器 主电源选择、 飞行器外表面气动加热内传、 舱内热 端部件的工作散热积累、 飞行器结构受热等多个 问题。 (5。
3、1)Int.Cl. 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 页 (19)中华人民共和国国家知识产权局 (12)发明专利申请 权利要求书 1 页 说明书 3 页 附图 1 页 1/1 页 2 1. 一种飞行器热防护和电能提取一体化结构， 其特征在于 ： 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。 2. 根据权利要求 1 所述的飞行器热防护和电能提取一体化结构， 其特征在于 ： 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。
4、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。 3. 根据权利要求 2 所述的飞行器热防护和电能提取一体化结构， 其特征在于 ： 所述隔 板壁上设有压力平衡小孔。 4. 根据权利要求 1 所述的飞行器热防护和电能提取一体化结构， 其特征在于 ： 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。 权 利 要 求 书 CN 103029826 A 2 1/3 页 3 飞行器热防护和电能提取一体化结构 技术领域 0001 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。
5、其适用于超音速飞行器。 背景技术 0002 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。 0003 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， 。
6、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。
7、。 0004 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。 0005 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。
8、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。 0006 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， 。
9、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。 说 明 书 CN 103029826 A 3 2/3 页 4 0007 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 0008 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。 0009 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。
10、飞行器机身内的热端部件后从机身上 表面的低压区排气。 0010 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。 0011 所述隔板壁上设有压力平衡小孔。 0012 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。 0013 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。
11、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 ； 3. 由于电子设备舱等飞行器热端部件的机体气动加热内传热量和热端部件自身产生 热量都可以通过气流带出飞行器外， 同时空气的传热效率低， 因此热端部件的隔热和冷却 效果好， 即使因为电子设备舱等热端部件内温度仍然较高而需要采用半导体空调等附加制 冷方式， 附加制冷装置的工作负荷也大为降低 ； 4. 和机体内表面敷设隔热层的方法相比， 隔板和飞行器机体之间的气流通道的高度 小， 可以大幅度的减小热防护结构对飞行。
12、器内部空间的占用 ； 5. 气流直接对飞行器的机身内表面进行冷却， 降低了机身的温度， 提高了机身材料的 强度， 从而可以允许采用较薄的材料制造机身， 最终提高了飞行器的携带载荷能力等性能。 附图说明 0014 图 1 为本发明的剖视结构示意图。 0015 图中各附图标记的含义 ： 1 为机身， 2 为气流通道， 3 为电子设备舱， 4 为隔板， 5 为空气涡轮发电机， 6 为进气道。 具体实施方式 0016 下面结合附图和具体实施例对本发明进一步说明 ： 实施例 ： 参见图 1， 图中箭头所示方向为气流流向。 说 明 书 CN 103029826 A 4 3/3 页 5 0017 本发明示出。
13、了一种飞行器热防护和电能提取一体化结构， 即技术手段为 ： 将飞行 器进气道 6 与机身 1 中的空气涡轮发电机 5 的进气口连通， 所述空气涡流发电机 5 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。 0018 所述飞行器中设有电子设备舱3， 所述电子设备舱3中设有隔板4将电子设备与飞 行器机身 1 隔开， 所述隔板 4 与飞行器机身 1 内表面之间设有气流通道 2， 所述气流通道 2 的一端与空气涡流发电机 5 的出口连通， 另一端与机身上表面低压力区连通排气。 0019 将飞行器进气道 6 与机身 1 中的空气涡轮发电机 5 进气口连通， 进气道 6 中的小 部分高。
14、温高压空气流过空气涡轮发电机 5， 空气涡轮发电机 5 将气流的热焓转变成电能供 给飞行器全机用电设备使用， 温度和压力都降低后的空气流入由隔板 4 和飞行器机身 1 内 表面形成的气流通道2中， 气流在气流通道2的流动过程中， 吸收了飞行器外表面气动加热 内传的热量和电子设备作为热端部件工作产生的热量， 然后气流从飞行器上表面低压区排 出飞行器外。 0020 所述空气涡流发电机5的出口气流还可以流经发动机尾喷管 （图中未示出） 或者其 他热端部件后从机身上表面的低气压区排气。 0021 假设 ： 飞行器用电需求为 1600W， 空气涡轮发电机 5 进气口的气流总温为 747K， 气 流速度为。
15、低亚音速， 气流总压和飞行器所在大气环境静压之比为 30， 空气涡轮发电机 5 的 设计落压比为 15， 空气涡轮发电机 5 的热焓机械能转换效率为 0.9, 空气涡轮发电机 5 的机械能电能转换效率为 0.9。则通过计算可知 ： 空气涡轮发电机 5 的需用空气流量为 0.5kg/s， 空气涡轮发电机 5 出口的气流静温最低可达到 47 （当出口气流达到临界状态 的情况下） ， 空气涡轮发电机 5 出口的气流静压与大气环境静压之比约为 2。空气涡轮发电 机5出口的气流静温较低， 能对电子设备舱进行有效冷却， 空气涡轮发电机5出口的气流静 压较高， 气流能从飞行器上表面的低压区排出。 0022 。
16、假设 ： 隔板围成的空间为一个直径为 260mm 的圆柱体， 则大致的计算结果表明， 气 流通道 2 的高度约为 3mm， 气流通道占用飞行器的内部空间少。 0023 隔板 4 起到作为电子设备外形轮廓气流整流罩的作用， 隔板 4 可采用导热性能良 好、 热反射能力强的薄板材料制造， 如金属铝薄板， 为避免薄的隔板承受到较高的气流压力 以致于变形破坏， 可在隔板上钻若干压力平衡小孔以减小隔板内外空间的压力差。 0024 由于空气涡轮发电机3出口的气流仍然具有较高的压力,同时飞行器上表面的当 地压力有可能低于环境静压， 气流通道 2 中的气流能排出飞行器外。如果飞行器上表面的 低压区压力偏高， 可通过飞行器外表面的局部气动外形设计， 在飞行器外表面产生局部的 低压区， 以保证气流通道 2 中的气流能排出飞行器外。 0025 本发明的实施例公布的是较佳的实施例， 但并不局限于此， 本领域的普通技术人 员， 极易根据上述实施例， 领会本发明的精神， 并做出不同的引申和变化， 但只要不脱离本 发明的精神， 都在本发明的保护范围内。 说 明 书 CN 103029826 A 5 1/1 页 6 图 1 说 明 书 附 图 CN 103029826 A 6 。