一种用于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置的制作方法

1.本发明属于航空航天技术领域，特别涉及一种用于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置。


背景技术：

2.临近空间飞行器具备超远程、极高速的机动能力和颠覆性的突防生存能力等特点，飞行器在临近空间长时间机动飞行，其表面处于高马赫数、高动压、高焓的气动加热环境，舱内的气体在气动加热热流的作用下快速升温升压。另外，临近空间飞行器在大气层内长时间、大空域、宽速域地机动飞行，面临急剧变化的外部大气环境，尤其在爬升过程中，飞行器舱外压力随着飞行高度的快速增加而急剧降低，舱内压力升高而舱外压力降低，从而导致飞行器舱体内外壁面存在较大压差，严重时将会使得力学强度不太高的透波壳体发生变形、出现裂缝，导致飞行器失效。为此，必须引入充排气系统，以平衡舱内外压差，保证飞行器安全。
3.航空航天领域的飞行器充排气系统可分为主动式和被动式两种。主动式压力控制主要是通过在舱内增加充排气系统、供气系统和监测系统，以实时调节舱内压力。其具有较高的控制精度，因而常用于对舱内压力敏感的载人航天器舱段等的设计，但该系统需要使用较多的辅助设备，致使飞行器整体系统的复杂程度较高，降低了飞行器的总体性能。相比于主动式充排气系统，被动式压力控制系统则相对简单，其通过在飞行器结构表面合理位置设计充排气孔，以实现降低结构所承受的舱内外压差载荷。由于其结构简单，对飞行器的总体结构设计要求相对较低，被动式充排气系统已被广泛应用于运载火箭的整流罩结构设计。
4.被动式充排气系统通常采用简单的开孔结构，虽然能较好地平衡舱内外压差，但存在外部气动加热高温气体回流至舱内的问题，严重时可能导致舱内仪器高温失效。


技术实现要素：

5.为了克服上述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供一种用于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置，通过增设相变吸热填充区域及合理地设计充排气装置空气流道，有效平衡飞行器舱内外压差，同时降低回流气体温度，保障飞行器安全。
6.为了实现上述目的，本发明采用的技术方案是：
7.一种用于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置，其特征在于，包括：
8.进气格栅，用于平整充/排气气流，同时增大高温气体与充排气装置的有效换热面积，所述充/排气气流从其轴向的一端进入；
9.相变材料填充区，沿周向环绕设置在进气格栅外围侧方，填充有相变吸热材料，以吸收高温气体热量，降低回流空气温度；
10.引流罩壳，用以折弯气流路线，延长空气在装置内的停留时间，提高装置换热性能，其设置于进气格栅轴向的另一端，由平盖板以及连接于平盖板边沿的向进气格栅方向延伸的侧板组成，且平盖板与进气格栅以及相变材料填充区之间具有轴向间距。
11.所述进气格栅的高度即轴向距离为30～50mm，所述相变材料填充区在所述进气格栅轴向的一端与进气格栅平齐，在另一端高出进气格栅1～3mm。
12.所述进气格栅为圆柱形结构，内径为100～110mm，外径为102～112mm，中间布置若干截面为14～15mm
×
14～15mm、排列整齐的开孔，孔与孔之间的金属隔板厚度为0.8～0.9mm。
13.所述相变材料填充区为环柱形结构，内径为102～112mm，外径为140～150mm，内部中空并填充相变吸热材料。
14.所述引流罩壳的侧板包括阔口部和等径部，阔口部的缩口端与平盖板边沿连接，阔口端与等径部的一端连接，等径部的另一端开放。
15.所述引流罩壳最大处外径为180～190mm，最小处外径为150～160mm，壳体厚度为1mm。
16.所述相变材料填充区与引流罩壳之间通过若干固定耳片连接固定。
17.本发明还要求保护一种舱体内安装有所述相变吸热式充排气装置的临近空间飞行器，当舱体为圆柱形，相变吸热式充排气装置可安装于圆柱形舱体底部中心，当舱体为类棱锥形，相变吸热式充排气装置可安装于类棱锥形舱体底部中心。
18.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
19.(1)从降低高温回流气体温度，保护飞行器舱内仪器的需求出发，综合考虑了飞行器舱内外压力差和进舱气体温度等重要评价指标，合理地设计了一种用于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置，并通过数值模拟方法研究了本发明的相变吸热式充排气装置的综合性能。
20.(2)基于本发明设计的相变吸热式充排气装置可以有效地降低飞行器飞行过程中的舱内外压差，同时显著降低回流高温气体进入舱内时的温度，进而保障飞行器安全。该装置不仅具有良好的泄压降温综合性能，且结构简单、应用方便，在航空航天领域展示出了极大的应用前景。
附图说明
21.图1为相变吸热式充排气装置结构正视图。
22.图2为相变吸热式充排气装置结构斜视图。
23.图3为相变吸热式充排气装置1/4剖面结构示意图(隐藏格栅)。
24.图4为相变吸热式充排气装置引流罩壳结构示意图。
25.图5为相变吸热式充排气装置充气阶段气体流路(隐藏格栅，排气阶段流路与之相反)。
26.图6为本发明相变吸热式充排气装置安装于圆柱形飞行器舱体的示意图。
27.图7为圆柱形飞行器飞行过程中表面空气温度压力变化曲线。
28.图8为圆柱形飞行器飞行过程中舱内外压差变化曲线。
29.图9为圆柱形飞行器飞行过程中经充排气装置降温后的回流空气温度变化曲线。
30.图10为本发明相变吸热式充排气装置安装于类棱锥形飞行器舱体的示意图。
31.图11为类棱锥形飞行器飞行过程中表面气动热流密度变化曲线。
32.图12为类棱锥形飞行器飞行过程中表面空气压力变化曲线。
33.图13为类棱锥形飞行器飞行过程中舱内外压差变化曲线。
34.图14为类棱锥形飞行器飞行过程中经充排气装置降温后的回流空气温度变化曲线。
35.图中标号名称：1.进气格栅，2.相变材料填充区，3.引流罩壳，3
‑
1.引流罩壳平盖板，3
‑
2.引流罩壳阔口部，3
‑
3.引流罩壳等径部，4.固定耳片，5.圆柱形飞行器舱体，6.类棱锥形飞行器头锥舱，7.类棱锥形飞行器后段舱。
具体实施方式
36.下面结合附图和实施例详细说明本发明的实施方式。
37.本发明从降低高温回流气体温度，保护飞行器舱内仪器的需求出发，综合考虑了飞行器舱内外压力差和进舱气体温度等重要评价指标，合理地设计了一种于临近空间飞行器被动充排气系统的相变吸热式充排气装置。参考图1～图5，装置主要包括进气格栅1，相变材料填充区2以及引流罩壳3，其中进气格栅1用于平整充/排气气流，同时增大高温气体与充排气装置的有效换热面积，充/排气气流从其轴向的一端进入；相变材料填充区2沿周向环绕设置于进气格栅1外围的侧方，内部填充有相变吸热材料，以吸收高温气体热量，降低回流空气温度；引流罩壳3设置于进气格栅1的另一端(也即相变材料填充区2上方)，用以折弯气体流路，延长空气在装置内的停留时间，提高装置换热性能。相变材料填充区2与引流罩壳3之间可通过若干固定耳片4连接固定。
38.本发明进气格栅1可为圆柱形，一种优选尺寸：内径为108.2mm，外径为110.6mm，高为39.8mm，中间布置若干截面为14mm
×
14mm、排列整齐的开孔，孔与孔之间的金属隔板厚度为0.8mm。
39.本发明相变材料填充区2为环柱形结构，一种优选尺寸：环内径为110.6mm，环外径为148.0mm，高为40.8mm，与进气格栅1的进气一端平齐。
40.本发明引流罩壳3由平盖板3
‑
1以及连接于平盖板3
‑
1边沿的向进气格栅1方向延伸的侧板组成，且平盖板3
‑
1与进气格栅1以及相变材料填充区2之间具有轴向间距，其侧板包括阔口部3
‑
2和等径部3
‑
3，阔口部3
‑
2的缩口端与平盖板3
‑
1边沿连接，阔口端与等径部3
‑
3的一端连接，等径部3
‑
3的另一端开放。引流罩壳3的一种优选尺寸：最大处外径为186.0mm，最小处外径为158.0mm，壳体厚度为1mm，通过固定耳片4与相变材料填充区2相连。
41.本发明综合进气格栅1的整流导热与引流罩壳3的引流作用，进一步强化吸热区域的吸热能力，可以有效地降低飞行器飞行过程中的舱内外压差，同时显著降低回流高温气体进入舱内时的温度，保障飞行器安全。该装置不仅具有良好的泄压降温综合性能，且结构简单、应用方便，在航空航天领域展示出了极大的应用前景。
42.下面通过数值模拟方法对本发明的相变吸热式充排气装置的综合性能进行评价。数值模拟方法是一种较为成熟的研究多物理场流动及传热的方法，许多研究机构都通过数值模拟分析临近空间飞行器表面气动热情况及充排气装置压力平衡性能。在本发明的实施例中，分别针对圆柱形和类棱锥形舱体进行充排气过程的数值模拟。
43.实施例1
44.参见图6，本实施例中，临近空间飞行器的舱体为圆柱形飞行器舱体5，舱体直径为0.75m，高为7.6m。本发明的充排气装置安装于圆柱形飞行器舱体底部中心位置。
45.相变吸热式充排气装置的相变材料填充区2内填充乙酰苯胺吸热材料，相变温度120
±
2℃，相变潜热200
±
20kj
·
kg
‑1，装置其余结构材料为gh4169。飞行器飞行过程中，相变吸热式充排气装置进气格栅入口处的空气温度、压力变化情况如图7所示；舱体壁面为绝热壁面。
46.图8为飞行器飞行过程中舱外大气与舱内空气的压力差曲线图。从图中可以发现，在相变吸热式充排气装置的泄压作用下，舱体内外的压力差小于10pa，说明充排气装置具有良好的泄压效果，能有效地保证舱内外压力平衡。
47.图9为飞行器飞行过程中相变吸热式充排气装置进出口面及舱内空气质量平均温度变化曲线图。从图中可以发现，在相变材料的吸热作用下，即便进气温度最大达到2000k，充排气装置出口面的平均温度始终保持在500k以下，充排气装置降温性能良好。值得注意的是，200
‑
300s装置入口面平均温度突然下降，这是因为此阶段入口压力骤降，使得舱外压力低于舱内压力，发生排气，舱内冷流体回流至出口面，造成了入口面平均温度的突变。
48.实施例2
49.参见图10，本实施例中，临近空间飞行器的舱体为类棱锥形，包括类棱锥形飞行器头锥舱6和类棱锥形飞行器后段舱7，舱体长度约为1.1m，体积为0.54m3，壁厚为0.015m。本发明的充排气装置安装于类棱锥形飞行器舱体底部中心位置
50.相变吸热式充排气装置的相变材料填充区2内填充乙酰苯胺吸热材料，相变温度120
±
2℃，相变潜热200
±
20kj
·
kg
‑1，装置其余结构材料为gh4169。飞行器飞行过程中，舱体表面气动热流密度、表面压力变化情况分别如图11、图12所示。
51.图13为飞行器飞行过程中舱外大气与舱内空气的压力差曲线图。从图中可以发现，在相变吸热式充排气装置的泄压作用下，舱体内外的压力差小于50pa，说明充排气装置具有良好的泄压效果，能有效地保证舱内外压力平衡。
52.图14为飞行器飞行过程中相变吸热式充排气装置出口面(即回流进舱体的空气)温度变化曲线图。从图中可以发现，在相变材料的吸热作用下，充排气装置出口面的平均温度始终保持在350k以下，充排气装置降温性能良好。
53.综上，本发明设计的相变吸热式充排气装置可以有效地降低飞行器飞行过程中的舱内外压差，同时显著降低回流高温气体进入舱内时的温度，进而保障飞行器安全。该装置不仅具有良好的泄压降温综合性能，且结构简单、应用方便，在航空航天领域展示出了极大的应用前景。