[发明专利]一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统

说明书

本发明公开一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，包括：支板外壳、多个第一导热支撑肋、多个第二导热支撑肋、钢基多孔组件、电解池组件、气流回路、冷却水流回路以及储水箱；支板外壳接收高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个第一导热支撑肋将热量传递给钢基多孔组件；储水池内的液态水通过冷却水流回路传输给钢基多孔组件，利用钢基多孔组件内的一部分能量将液态水变成水蒸气，水蒸气通过气流回路传输至电解池组件；钢基多孔组件还将剩余的能量通过多个第二导热支撑肋传递给电解池组件；电解池组件利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至副燃烧室进行燃烧，以实现加强了高超飞行器辅助火箭的热防护。

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别是涉及一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统。

背景技术

随着航空航天技术的飞速发展，近年来高超声速飞行器的研制越来越受到各国和企业的重视。为了满足对高超声速飞行器飞行速度，飞行空间范围以及推力调节范围等参数越来越高的要求，具备空、临天宽域工作能力；综合比冲高，推力调节范围大，结构紧凑轻质的新一代组合式吸气飞行动力已经成为了各国争相研制的热点。其中TRRE涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机极具有代表性，TRRE动力系统结构紧凑，可以在不同飞行速度下切换模式，使得飞行器得以在极宽的飞行速度范围内工作。在高马赫数下飞行时，TRRE动力系统由下方的冲压发动机-辅助火箭联合提供动力。其中，辅助火箭由于布置在冲压发动机燃烧室内部，在高马赫数下飞行时，冲压发动机产生的高温高速燃气将直接作用于辅助火箭及联接辅助火箭与飞行器主体的联接支板表面，造成严重的热负荷。同时，为满足推力要求，辅助火箭燃烧室功率极高，其燃烧室壁面须承受极高的热流密度。TRRE巡航工况下，辅助火箭表面热流密度高达1MW/m2量级，燃烧室壁面热流密度则为10MW/m2量级。这样严重的热负荷为辅助火箭的热防护带来了难题。

当前，对于高超飞行器及其部件的热防护方式随着马赫数的增高一般逐渐从被动防护变为再生冷却、气膜冷却、冲击冷却乃至发汗冷却，但上述方案对于辅助火箭面临的极端严苛工况而言并不完全有效。具体而言，针对辅助火箭高温部件进行的热防护主要是通过吸热型碳氢燃料的再生冷却辅以冲击冷却、发汗冷却进行。但高温下吸热型碳氢燃料热裂解将引发结焦积碳等问题，这将严重影响再生冷却的性能。并且，为了进行冲击、发汗冷却而携带的冷却剂工质，对飞行器而言是额外的质量负担，在长时间高马赫数飞行时，飞行器将不得不额外携带大量的冷却剂，这又将进一步恶化负荷问题。

此外，由于辅助火箭使用火箭油为还原剂，过氧化氢作为氧化剂，这就要求位于联接支板内的过氧化氢输送流道温度必须低于过氧化氢分解温度400K。考虑到辅助火箭承受的热负荷，这显然陡然提升了热防护难度。

发明内容

本发明的目的是提供一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，以实现加强高超飞行器辅助火箭的热防护，降低了热防护难度。

为实现上述目的，本发明提供了一种高超飞行器辅助火箭的热防护系统，所述系统包括：

支板外壳、多个第一导热支撑肋、多个第二导热支撑肋、钢基多孔组件、电解池组件、气流回路、冷却水流回路以及储水箱；所述储水箱通过所述冷却水流回路与所述钢基多孔组件连通，所述钢基多孔组件通过所述气流回路与所述电解池组件连通，所述钢基多孔组件通过多个所述第二导热支撑肋与所述电解池组件连接，所述支板外壳通过带有多个所述第一导热支撑肋的所述气流回路与所述钢基多孔组件连接；

所述支板外壳接收所述高超飞行器主燃烧室释放的热量，并通过多个所述第一导热支撑肋将热量传递给所述钢基多孔组件；所述储水箱内的液态水通过所述冷却水流回路传输给所述钢基多孔组件，利用所述钢基多孔组件内的一部分能量将液态水变成水蒸气，所述水蒸气通过所述气流回路传输至所述电解池组件；所述钢基多孔组件还将剩余的能量通过多个所述第二导热支撑肋传递给所述电解池组件；所述电解池组件利用剩余的能量将水蒸气电解成氢气和氧气，并将氢气和氧气发送至所述高超飞行器辅助火箭的副燃烧室进行燃烧。