[发明专利]具有绝热部件的航空器

说明书

一种航空器(10)包括至少一个绝热部件(12)，该至少一个绝热部件(12)由纳米多孔材料构成，所述纳米多孔材料的孔结构是开孔式的，从而当所述航空器(10)在飞行操作中时，所述绝热部件(12)的孔中的压力与所述航空器(10)的飞行高度处的环境压力相当。

技术领域

本发明涉及具有绝热部件的航空器。本发明进一步涉及操作这种航空器的方法。

背景技术

适于在非常高的高度(例如，15000m以上)处操作的航空器必须配备有节约安装空间同时又非常有效的轻量绝热部件，以保护对温度敏感的部件(诸如电子部件，例如，特别是航空电子部件)免受在非常高的高度处普遍存在的低至-90℃的低温的影响。由聚苯乙烯或类似物制成的泡沫状绝热部件、反射箔或填充有诸如气凝胶颗粒之类的颗粒的真空绝热板目前被安装在HAPS(高海拔伪卫星)中。

发明内容

本发明的目的是提供一种具有绝热部件的航空器，该绝热部件在重量方面同时在性能方面被优化。本发明的另一目的是提出一种操作这种航空器的方法。

该目的通过具有权利要求1的特征的航空器和具有权利要求7的特征的操作航空器的方法被实现。

航空器包括至少一个绝热部件，该至少一个绝热部件由纳米多孔材料构成，所述纳米多孔材料的孔结构被设计为开孔式的，从而当所述航空器在飞行操作中时，所述绝热部件的孔中的压力与所述航空器的飞行高度处的环境压力相当。

虽然空气中的热传导在海平面处的标准大气压下由对流主导，但是在较低压力下热辐射作为一种热传导途径也日益显著。在10mBar和100mBar之间的压力下，由对流导致的热传导和由热辐射导致的热传导在整体热传导中的占比大致相同。在小于1mBar的压力下，热辐射是决定性的热传导途径。纳米多孔材料的热传导基本上由存在于这些材料的孔中的气体的热传导决定。该气体的热传导就其本身而言是气体分子的平均自由程长度与平均孔直径之间的比率的函数。

特别地，气体分子的平均自由程长度与纳米多孔材料中的平均孔直径之间的比率的增大导致气体热传导的减少，由于以与其它气体分子碰撞相比气体分子随后越来越频繁地与孔壁碰撞，并因而将其热能越来越多地传递给纳米多孔材料的固相。气体分子的平均自由程长度与平均孔直径之间的比率的增大可由纳米多孔材料的孔中的气体的压力的减小导致。

在已知的真空绝热板中，为了实现低导热率，包含在板的内部中的颗粒被人为地排除，然后通过适当的外蒙皮相对于环境大气被密封，与已知的真空绝热板的情况不同，在航空器的绝热部件中，在航空器的飞行高度处显著低于海平面处的标准大气压力的环境压力，被用于减小纳米多孔材料的孔中的气体的压力并由此减小该气体的热传导。因此，绝热部件对于在环境压力减小的下的应用而言具有优化的绝热特性，而不需要人为地在绝热部件中产生与海平面处的标准大气压相比减小的压力并且不需要然后相对于环境大气密封该绝热部件。

因此，在绝热部件的情况下，用于相对于环境大气密封绝热部件的外蒙皮可被去除。绝热部件可因此被设计成特别轻量。此外，在传统的真空绝热板中由外蒙皮的机械损坏导致的损坏事件可被避免。最后，绝热部件不受环境大气的压力变化的影响，由于绝热部件的结构并且特别是其开孔保证，压力均等总是在环境大气与绝热部件的内部之间发生。因此，绝热部件可不仅被用在20000m以上的高度处，在该高度，尽管人为排除并且随后的密封，传统的真空绝热板由于保留在其内部中的残余压力而失效，因为板由于其内部中存在的残余压力与环境大气的低压力之间的压差而膨胀。相反，绝热部件甚至可被用在诸如行星探测器的航空器中，例如，其在真空中经过较长的停留时间后重新进入行星或月球的大气并在那里登陆，即，将要留在其大气中。

航空器的绝热部件优选包含气凝胶。气凝胶以其低重量和其具有开孔的纳米多孔结构为特征，该纳米多孔结构允许环境大气与气凝胶的孔的内部中的气体之间的压力均等。该气凝胶可包含例如最大10％的体积百分比的固相含量。而且，在硅气凝胶中，甚至固相具有相对低的热导率。