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原文传递适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统及飞行器

专利名称：	适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统及飞行器
摘要：	本发明公开了一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统及飞行器。适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统包括座舱空气系统、燃油系统、推进系统、机载设备、冷却剂冷却系统和闭式循环冷却系统。当飞行器的飞行马赫数在第一预设范围值时，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆不工作；当飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，冷却剂冷却系统不工作，闭式循环冷却系统工作；当飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，冷却剂冷却系统与闭式循环冷却系统皆工作。本发明应用闭式循环冷却系统与冷却剂冷却系统对高超声速飞行时飞行器的热量进行有效管理，解决了飞行器性能无法达到要求，安全性较低问题，避免了飞行器有效载荷空间小的问题。
专利类型：	发明专利
国家地区组织代码：	北京;11
申请人：	北京航空航天大学
发明人：	邹正平;梁科
专利状态：	有效
发布日期：	2019-01-01T00:00:00+0800
申请号：	CN201810581854.1
公开号：	CN108750123A
代理机构：	北京集佳知识产权代理有限公司 11227
代理人：	李海建
分类号：	B64D13/06(2006.01)I;B64D33/08(2006.01)I;B;B64;B64D;B64D13;B64D33;B64D13/06;B64D33/08
申请人地址：	100191 北京市海淀区学院路37号
主权项：	1.一种适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统，包括座舱空气系统、燃油系统、推进系统(1)和机载设备，所述座舱空气系统包括座舱(201)、第一涡轮(202)和引气装置(203)，所述座舱(201)和所述第一涡轮(202)的空气出口导通，所述引气装置(203)能够给所述第一涡轮(202)提供空气，所述燃油系统包括燃油泵(301)和燃油调节阀(302)，所述燃油泵(301)的出口与燃油调节阀(302)的入口导通，其特征在于，所述燃油系统中的燃料为碳氢燃料，所述适用于高超声速飞行器的热能综合管理系统还包括冷却剂冷却系统和闭式循环冷却系统；所述冷却剂冷却系统包括：冷却剂泵(401)；冷却剂调节阀(402)，所述冷却剂调节阀(402)的入口与所述冷却剂泵(401)的出口导通；第一冷却剂冷却器(403)，所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂入口与所述冷却剂调节阀(402)的入口导通；第一冷却剂冷却器调节阀(404)，所述第一冷却剂冷却器调节阀(404)的入口与所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂入口导通，所述第一冷却剂冷却器调节阀(404)的出口与所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂出口导通；第二冷却剂冷却器(405)，所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却剂入口与所述第一冷却剂冷却器(403)的冷却剂出口导通，所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却机出口与所述推进系统(1)的入口导通；第二冷却剂冷却器调节阀(406)，所述第二冷却剂冷却器调节阀(406)的入口与所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却剂入口导通，所述第二冷却剂冷却器调节阀(406)的出口与所述第二冷却剂冷却器(405)的冷却剂出口导通；所述闭式循环冷却系统中的流体工质为超临界流体工质，所述闭式循环冷却系统包括：闭式循环泵(501)；第一闭式循环冷却器(502)，所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质入口与所述闭式循环泵(501)的出口导通；第一闭式循环冷却器调节阀(503)，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)的入口与所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质入口导通，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)的出口与所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质出口导通；第二闭式循环冷却器(504)，所述第二闭式循环冷却器(504)的超临界工质入口与所述第一闭式循环冷却器(502)的超临界工质出口导通；闭式循环涡轮(505)，所述闭式循环涡轮(505)的入口与所述第二闭式循环冷却器(504)的超临界工质出口导通，所述闭式循环泵(501)的动力输出端和所述闭式循环涡轮(505)的动力输入端连接；闭式循环换热器(506)，所述闭式循环换热器(506)的超临界工质入口与所述闭式循环涡轮(505)的出口导通，所述闭式循环换热器(506)的超临界工质出口与所述闭式循环泵(501)的入口导通；所述第一冷却剂冷却器(403)的空气入口与所述引气装置(203)的出口导通，所述第一冷却剂冷却器(403)的空气出口与所述第一闭式循环冷却器(502)的空气入口导通，所述第一闭式循环冷却器(502)的空气出口与所述第一涡轮(202)的入口导通；所述燃油调节阀(302)的出口与所述闭式循环换热器(506)的入口导通，所述闭式循环换热器(506)的出口与所述推进系统(1)的入口导通；所述机载设备的热空气出口与所述第二冷却剂冷却器(405)的空气入口导通，所述第二冷却剂冷却器(405)的空气出口与所述第二闭式循环冷却器(504)的空气入口导通，所述第二闭式循环冷却器(504)的空气出口与所述记载设备的热空气入口导通；当飞行器的飞行马赫数在第一预设范围值时，所述冷却剂调节阀(402)关闭，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)和所述燃油调节阀(302)打开，所述冷却剂冷却系统与所述闭式循环冷却系统皆不工作；当所述飞行器的飞行马赫数达到第二预设范围值时，所述冷却剂调节阀(402)与所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)关闭，所述燃油调节阀(302)打开，所述冷却剂冷却系统不工作，所述闭式循环冷却系统工作；当所述飞行器的飞行马赫数达到第三预设范围值时，所述第一闭式循环冷却器调节阀(503)关闭，所述冷却剂调节阀(402)与所述燃油调节阀(302)打开，所述第一冷却剂冷却器调节阀(404)与所述第二冷却剂冷却器调节阀(406)关闭，所述冷却剂冷却系统与所述闭式循环冷却系统皆工作。
所属类别：	发明专利