本發(fā)明涉及飛行器防隔熱的相關(guān)，尤其涉及飛行器熱阻斷技術(shù)的一種設(shè)計方法。

背景技術(shù)：

1、飛行器在高空飛行過程中，來流空氣受到強(qiáng)烈的壓縮和摩擦，會產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動加熱，致使飛行器表面溫度急劇升高。隨著飛行時間的增加，氣動加熱逐漸累積，熱量進(jìn)一步沿著飛行器外殼向內(nèi)部傳遞，導(dǎo)致飛行器內(nèi)部環(huán)境溫度升高，超過溫敏器件的使用溫度將造成溫敏器件破壞，致使飛行任務(wù)失敗。

2、為了避免飛行器內(nèi)部環(huán)境溫度過高，現(xiàn)有方案主要采用被動防隔熱的方式，然而被動防隔熱方案在飛行環(huán)境改變時需要選擇合適防隔熱層的厚度，且對于小范圍的局部溫度控制作用有限，難以適用高速長航時飛行任務(wù)。此外，在飛行器突出部件與機(jī)身存在間隙的情況下，由于間隙流的作用，導(dǎo)致局部熱環(huán)境惡化，在氣流中會產(chǎn)生更嚴(yán)重的燒蝕，進(jìn)一步增加了防熱隔熱的需求。因此，有必要針對局部高熱環(huán)境開展防隔熱研究。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、針對飛行器局部高熱環(huán)境的防隔熱需求，本發(fā)明提出一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，該設(shè)計方法中采用自主冷卻的方式，利用飛行器內(nèi)部與外部的氣壓差將工質(zhì)輸送至口蓋，實現(xiàn)自驅(qū)動阻止熱量向內(nèi)部傳遞，控制溫敏器件的環(huán)境溫度。

2、本發(fā)明所采用的技術(shù)方案如下：

3、本發(fā)明提出的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，包括：口蓋2內(nèi)部設(shè)有通道3、內(nèi)腔12和小孔11結(jié)構(gòu)，其中通道3為工質(zhì)7的流動通道，通道3入口通常設(shè)置在口蓋2底面或者側(cè)面，通道3在口蓋2內(nèi)螺旋上升，通道3出口連接口蓋內(nèi)腔12；口蓋內(nèi)腔12為設(shè)置在口蓋2內(nèi)部的中空結(jié)構(gòu)，工質(zhì)7經(jīng)過通道3抵達(dá)口蓋內(nèi)腔12處；多個小孔11布置在口蓋2頂面，每個小孔11底部連通口蓋內(nèi)腔12，工質(zhì)7從每個小孔11流出；連接軸4穿過口蓋2后，與突出部件1連接；單向閥6設(shè)置在連接儲藏箱9與通道3入口的通道上，為工質(zhì)7流動的開關(guān)，初始為關(guān)閉狀態(tài)，當(dāng)在兩側(cè)壓力差達(dá)到預(yù)設(shè)值后開啟；儲藏箱9設(shè)置在飛行器內(nèi)，用于儲存工質(zhì)7；增壓裝置8與儲藏箱9連接，在飛行器內(nèi)外壓力差作用下推動工質(zhì)7流動；溫敏器件5設(shè)置在飛行器內(nèi)部，連接連接軸4下端；

4、在地面上，口蓋2內(nèi)部氣壓與外部氣壓幾乎相等，單向閥6關(guān)閉，工質(zhì)7不流動；高空中，口蓋2內(nèi)部壓力高于外部氣壓，單向閥6兩側(cè)的壓力差達(dá)到預(yù)設(shè)值，單向閥6打開，在內(nèi)外壓力差的作用下，增壓裝置8推動儲藏箱9內(nèi)的工質(zhì)7依次流過通道3、口蓋內(nèi)腔12，充分吸收口蓋2和連接軸4附近熱量，阻斷熱量向內(nèi)傳遞，控制溫敏器件5的環(huán)境溫度；最后，工質(zhì)7從小孔11流出，進(jìn)一步帶走附近空氣的熱量。

5、所述的突出部件通常為外殼外部的結(jié)構(gòu)或功能部件，例如舵等，其與外殼間隙為高熱環(huán)境，熱量通過口蓋、連接軸向飛行器內(nèi)部傳導(dǎo)；

6、所述口蓋內(nèi)部有通道、內(nèi)腔和小孔結(jié)構(gòu)，隨口蓋一體設(shè)計，其中通道為工質(zhì)的流動通道，從口蓋底面或者側(cè)面設(shè)置流入，通道截面形狀通常為圓形、三角形、四邊形或橢圓等規(guī)則形狀，通道3截面形狀為三角形或四邊形時，通道相臨面采用倒角設(shè)計或無倒角設(shè)計。通道出口為口蓋內(nèi)腔；內(nèi)腔為口蓋內(nèi)部中空結(jié)構(gòu)，工質(zhì)經(jīng)過通道抵達(dá)內(nèi)腔處；小孔布置在口蓋頂面，小孔底部連通內(nèi)腔，為工質(zhì)流出的出口；小孔形狀通常為圓形、三角形、四邊形或橢圓等規(guī)則形狀。

7、所述連接軸穿過口蓋，與突出部件連接，起到承/傳力、熱作用；

8、所述單向閥為工質(zhì)流動的開關(guān)，初始為關(guān)閉狀態(tài)，當(dāng)在兩側(cè)壓力差達(dá)到預(yù)設(shè)值后開啟；

9、所述儲藏箱在飛行器內(nèi)，可以根據(jù)飛行器內(nèi)部有效空間隨形設(shè)計，用于儲存工質(zhì)；

10、所述增壓裝置與儲藏箱連接，在飛行器內(nèi)外壓力差作用下推動工質(zhì)流動；

11、所述工質(zhì)為可以帶走受熱部位熱量的可流動物質(zhì)，在飛行器內(nèi)外壓力差作用下，從儲藏箱依次進(jìn)入通道、內(nèi)腔，吸收口蓋和連接軸的熱量，最后從小孔流出，進(jìn)一步帶走附近空氣的熱量；所述工質(zhì)可采用氣體、液體、超臨界流體等。

12、所述溫敏器件在飛行器內(nèi)部，是熱阻斷設(shè)計方法所保護(hù)的儀器，其環(huán)境溫度在熱阻斷作用下受到控制。

13、本發(fā)明的核心是提出一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，采用自主冷卻的熱防護(hù)方式，利用飛行器在高空中內(nèi)部氣壓高于外部氣壓，實現(xiàn)自驅(qū)動地阻斷熱量向內(nèi)傳遞，控制飛行器內(nèi)部溫敏器件的環(huán)境溫度。

14、本發(fā)明的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷原理如下：

15、首先，在地面上，口蓋內(nèi)部氣壓與外部氣壓幾乎相等，單向閥關(guān)閉。

16、其次，高空中，口蓋內(nèi)部壓力高于外部氣壓，單向閥兩側(cè)的壓力差達(dá)到預(yù)設(shè)值，單向閥打開。

17、隨后，內(nèi)外壓力差的作用下推動增壓裝置，儲藏箱內(nèi)的工質(zhì)經(jīng)過通道流入至內(nèi)腔，充分吸收口蓋和連接軸附近熱量，阻斷熱量向內(nèi)傳遞，控制溫敏器件的環(huán)境溫度；

18、最后，工質(zhì)從小孔流出，進(jìn)一步帶走附近空氣的熱量。

19、本發(fā)明的有益效果為：本發(fā)明實施例提供的提出一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，采用自主冷卻的熱防護(hù)方式，利用口蓋內(nèi)外氣壓差將工質(zhì)輸送至口蓋，實現(xiàn)自驅(qū)動阻斷熱量向內(nèi)傳遞，達(dá)到溫敏器件環(huán)境溫度控制的目的。

技術(shù)特征：

1.一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，包括：口蓋2內(nèi)部設(shè)有通道3、內(nèi)腔12和小孔11結(jié)構(gòu)，其中通道3為工質(zhì)7的流動通道，通道3入口通常設(shè)置在口蓋2底面或者側(cè)面，通道3在口蓋2內(nèi)螺旋上升，通道3出口連接口蓋內(nèi)腔12；口蓋內(nèi)腔12為設(shè)置在口蓋2內(nèi)部的中空結(jié)構(gòu)，工質(zhì)7經(jīng)過通道3抵達(dá)口蓋內(nèi)腔12處；多個小孔11布置在口蓋2頂面，每個小孔11底部連通口蓋內(nèi)腔12，工質(zhì)7從每個小孔11流出；單向閥6設(shè)置在連接儲藏箱9與通道3入口的通道上，為工質(zhì)7流動的開關(guān)，初始為關(guān)閉狀態(tài)，當(dāng)在兩側(cè)壓力差達(dá)到預(yù)設(shè)值后開啟；儲藏箱9設(shè)置在飛行器內(nèi)，用于儲存工質(zhì)7；增壓裝置8與儲藏箱9連接，在飛行器內(nèi)外壓力差作用下推動工質(zhì)7流動；

2.如權(quán)利要求1所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，通道3截面形狀為圓形、三角形、四邊形或橢圓規(guī)則形狀。

3.如權(quán)利要求2所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，通道3截面形狀為三角形或四邊形時，通道相臨面采用倒角設(shè)計或無倒角設(shè)計。

4.如權(quán)利要求3所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，通道3路線及橫截面大小根據(jù)口蓋2形狀及熱環(huán)境綜合考慮設(shè)計。

5.如權(quán)利要求1所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，小孔11形狀為圓形、三角形、四邊形或橢圓規(guī)則形狀。

6.如權(quán)利要求5所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，小孔11數(shù)量及分布位置根據(jù)口蓋2形狀及熱環(huán)境綜合考慮。

7.如權(quán)利要求1所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，所述儲藏箱9和增壓裝置8可一體化設(shè)計。

8.如權(quán)利要求1所述的一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法，其特征在于，所述工質(zhì)7可采用氣體、液體或超臨界流體。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于飛行器防隔熱的相關(guān)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種自驅(qū)動的口蓋熱阻斷設(shè)計方法。該方法在口蓋內(nèi)部設(shè)有通道、內(nèi)腔和小孔結(jié)構(gòu)，通道入口通常設(shè)置在口蓋底面或者側(cè)面，通道在口蓋內(nèi)螺旋上升，通道出口連接口蓋內(nèi)腔；工質(zhì)經(jīng)過通道抵達(dá)口蓋內(nèi)腔處；多個小孔布置在口蓋頂面，每個小孔底部連通口蓋內(nèi)腔，工質(zhì)從每個小孔流出；單向閥設(shè)置在連接儲藏箱與通道入口的通道上，初始為關(guān)閉狀態(tài)，當(dāng)在兩側(cè)壓力差達(dá)到預(yù)設(shè)值后開啟；儲藏箱設(shè)置在飛行器內(nèi)；增壓裝置與儲藏箱連接，在飛行器內(nèi)外壓力差作用下推動工質(zhì)流動。本發(fā)明方法采用自主冷卻的熱防護(hù)方式利用飛行器在高空中內(nèi)部氣壓高于外部氣壓，實現(xiàn)自驅(qū)動地阻斷熱量向內(nèi)傳遞，控制飛行器內(nèi)部溫敏器件的環(huán)境溫度。

技術(shù)研發(fā)人員：王林,李世斌,劉冰,周越,馬銳,王德全
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國人民解放軍國防科技大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/10