[发明专利]一种飞行器高温热防护及热利用系统

说明书

本发明公开一种飞行器高温热防护及热利用系统，通过氧气产生子系统吸收热量产生氧气，为燃料系统提供更多的助燃物，并且实现吹扫气体的循环，减少吹扫气体的携带量，通过氢气产生子系统使冷却水循环以降低飞行器的温度，并利用冷却水在循环过程中产生的氢气为燃料系统提供更多的燃料。本申请的冷却水循环降低了飞行器高温热部件的温度，提高了飞行器的安全性能；冷却水经过转化为飞行器提供了更多的燃料和助燃物，提高了飞行器的飞行时间，提升了飞行器的飞行速度；吹扫气体和冷却水的循环降低了吹扫气体和冷却水的携带量，减轻飞行器的负担，进一步可以提高了飞行器的飞行时间，提升了飞行器的飞行速度。

技术领域

本发明涉及热防护技术领域，特别是涉及一种飞行器高温热防护及热利用系统。

背景技术

高超声速飞行器的一些部位如前缘头冒、机翼前缘、发动机进气口、发动机壁面、整流罩前缘等在高超声速飞行中承受剧烈的气动加热，温度可达上千摄氏度，现有的材料与冷却技术已无法满足恶劣的工作环境，而高超声速飞行器的飞行速度和飞行时间还在进一步提高。由于飞行马赫数的提高，被动冷却技术和半被动冷却技术已无法满足高超声速飞行器热防护需求，通常采用再生冷却、气膜冷却和发汗冷却等主动热防护技术。这些技术可以满足发动机和机身大部分面积的冷却需求，但是对于上述承受剧烈气动加热的超高温部件难以有效地冷却。

另外，气动加热产生的高温热能是一种品位较高的能量来源，传统主动冷却方式中只有再生冷却可以利用这部分能量，但是再生冷却仅仅利用显热热沉，会增大所需燃料携带量，从而使得飞行器重量增加，不利于高速域、长时间飞行。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器高温热防护及热利用系统，不仅冷却了飞行器的高温热部件，而且实现飞行速度提升和飞行时间的延长。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：

一种飞行器高温热防护及热利用系统，所述系统包括：氧气产生子系统和氢气产生子系统，所述氧气产生子系统用于向燃料系统提供氧气，所述氢气产生子系统用于向所述燃料系统提供氢气；

所述氧气产生子系统包括：吹扫气体单元、热化学反应单元和第一流体分离单元；所述热化学反应单元的氧载体被还原产生所述氧气，所述吹扫气体单元向所述热化学反应单元输送所述吹扫气体，用于降低所述氧气的分压，使氧气不断产生，所述热化学反应单元输出的所述氧气和所述吹扫气体经所述第一流体分离单元分离，分离后的所述氧气输送至所述燃料系统，分离后的所述吹扫气体输送至所述吹扫气体单元，用于所述吹扫气体的循环；

所述氢气产生子系统包括：储水单元、所述热化学反应单元和第二流体分离单元；所述储水单元向所述热化学反应单元输送冷却水，用于降低所述飞行器的温度，所述冷却水在所述热化学反应单元中吸收热量形成水蒸气，所述氧载体吸附所述水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生所述氢气，所述热化学反应单元输出的所述氢气和所述水蒸气经所述第二流体分离单元分离，分离后的所述氢气作为燃料输送至所述燃料系统，分离后的所述水蒸气传输至所述储水单元，用于所述冷却水的循环。

可选的，所述吹扫气体单元包括高压气瓶和减压阀，所述高压气瓶用于向所述热化学反应单元提供所述吹扫气体，所述减压阀设置于所述高压气瓶的出口，用于调节所述吹扫气体的压力，进而控制所述高压气瓶向所述热化学反应单元提供的所述吹扫气体的流量。

可选的，所述热化学反应单元包括回热器和等温热化学循环反应器，所述回热器用于对所储水单元提供的所述冷却水预热，再将所述冷却水传输至所述等温热化学循环反应器，所述冷却水在所述等温热化学循环反应器中吸收热量形成水蒸气，所述氧载体吸附所述水蒸气的氧，氧载体被氧化，产生所述氢气，所述等温热化学循环反应器中的所述氧载体由于所述吹扫气体降低氧气分压的作用不断被还原产生所述氧气。