一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器技术方案

本发明专利技术实施例公开了一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器，包括：获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量；基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；根据所获得的制冷介质流速对飞行器舱体内部温度进行调控。通过设计柔性制冷组件与制冷设备配合使用，相比传统制冷措施，更能适用飞行器舱体内部的异形结构，方便设置于飞行器舱体内的各个部位，且柔性制冷组件所采用的柔性主体能够适应恶劣的飞行环境，起到良好的防热效果。热效果。热效果。

【技术实现步骤摘要】
一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器


[0001]本专利技术涉及飞行器优化设计领域。更具体地，涉及一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器。

技术介绍

[0002]飞行器高速飞行的过程中通常会产生比较严重的气动加热和设备发热以使飞行器舱体内部温度升高。由于固体燃料飞行器加速快过载大，飞行过程中气动加热比液体燃料飞行器严重的多，致使一些固体燃料飞行器的舱体结构外表面或者内表面不得不使用耐热性能好的复合材料或者涂覆防热层，但是随着飞行器所经历的热环境不断恶化，传统的方法已经不足以满足防热要求，无法在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体内的温度环境。

技术实现思路

[0003]鉴于上述问题，本专利技术的一个目的在于提供一种能够调节飞行器舱体内部温度使其能够适应恶劣飞行环境的温度控制系统。
[0004]本专利技术的另一个目的在于提供一种包括上述温度控制系统的柔性制冷飞行器。
[0005]本专利技术的又一个目的在于提供一种利用上述温度控制系统调节飞行器舱体内部温度的温度控制方法。
[0006]为达到上述目的，本专利技术采用以下技术方案：
[0007]根据本专利技术的一个方面，提供一种温度控制方法，包括：
[0008]获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；
[0009]计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量；
[0010]基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；
[0011]根据所获得的制冷介质流速对飞行器舱体内部温度进行调控。
[0012]此外，优选的方案是，所述获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值，包括：
[0013]获取飞行器天线安装位置及飞行器仪器舱段内部的实时温度值。
[0014]根据本专利技术的另一个方面，提供一种温度控制系统，包括：
[0015]温度值获取模块，用于获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；
[0016]散热确定模块，用于计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量，并基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；
[0017]温度调节模块，用于通过制冷介质的流动调节飞行器舱体内部的温度；
[0018]控制模块，用于根据所述散热确定模块计算得出的制冷介质流速对温度调节模块进行控制。
[0019]此外，优选的方案是，所述温度值获取模块包括多个传感器，多个所述传感器分别
配置于所述飞行器舱体内飞行器天线的安装位置及飞行器仪器舱段，用于获取所述飞行器舱体内部预设位置的实时温度值。
[0020]此外，优选的方案是，所述温度调节模块包括制冷设备和与所述制冷设备连通的柔性制冷组件；
[0021]所述制冷设备内包括制冷介质，所述制冷介质能够循环流动于所述柔性制冷组件，以对飞行器舱体内的温度进行调控。
[0022]此外，优选的方案是，所述柔性制冷组件包括柔性主体以及内置于所述柔性主体内的冷却回路；
[0023]所述冷却回路与所述制冷设备连通，所述制冷介质能够在所述冷却回路内流通。
[0024]此外，优选的方案是，所述柔性主体包括硅胶、氧化锆和石墨烯。
[0025]此外，优选的方案是，所述柔性制冷组件铺设于所述飞行器舱体的内壁。
[0026]此外，优选的方案是，所述温度值获取模块设置于所述柔性主体内部。
[0027]根据本专利技术的又一个方面，提供一种柔性制冷飞行器，包括飞行器舱体以及上述温度控制系统。
[0028]本专利技术的有益效果如下：
[0029]针对现有技术中存在的技术问题，本申请实施例提供一种温度控制方法、温度控制系统及柔性制冷飞行器，通过设计柔性制冷组件与制冷设备配合使用，相比传统制冷措施，更能适用飞行器舱体内部的异形结构，方便设置于飞行器舱体内的各个部位，且柔性制冷组件所采用的柔性主体能够适应恶劣的飞行环境，起到良好的防热效果。通过温度控制系统能够计算得出最优的制冷介质流速，高效方便的调节飞行器舱体内部的温度，实现在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体内最佳环境的目的。
附图说明
[0030]下面结合附图对本专利技术的具体实施方式作进一步详细的说明。
[0031]图1示出本专利技术实施例所提供的柔性制冷飞行器的结构示意图。
[0032]图2示出本专利技术实施例所提供的温度控制系统的结构示意图。
[0033]图3示出本专利技术实施例所提供的温度控制方法的流程示意图。
具体实施方式
[0034]下面结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本专利技术，而非对本专利技术的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本专利技术相关的部分而非全部结构。
[0035]在本专利技术的描述中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”、“固定”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。
[0036]在本专利技术中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。
[0037]在本实施例的描述中，术语“上”、“下”、“左”、“右”等方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述和简化操作，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅仅用于在描述上加以区分，并没有特殊的含义。
[0038]飞行器高速飞行的过程中通常会产生比较严重的气动加热和设备发热以使飞行器舱体内部温度升高。由于固体燃料飞行器加速快过载大，飞行过程中气动加热比液体燃料飞行器严重的多，致使一些固体燃料飞行器的舱体结构外表面或者内表面不得不使用耐热性能好的复合材料或者涂覆防热层，但是随着飞行器所经历的热环境不断恶化，传统的方法已经不足以满足防热要求，无法在恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保持飞行器舱体内的温度环境。
[0039]本专利技术实施例提供一种柔性制冷飞行器，结合图1所示，所述柔性制冷飞行器包括飞行器舱体1和设置于飞行器舱体1内的温度控制系统2。所述温度控制系统用于调节飞行器舱体1内的温度环境从而达到防热要求，实现恶劣飞行环境下根据飞行任务要求保证飞行器舱体1内的温度环境良好。
[0040]在一个实施例中，如图2所示，所述温度控制系统2包括温度值获取模块21、散热确定模块22、温度调节模块23及控制模块24。所述温度值获取模块21用于获取飞行器舱体1内部预设位置的实时温度值，其中，所述的预设位置包括但不限于飞行器本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种温度控制方法，其特征在于，所述方法包括：获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量；基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；根据所获得的制冷介质流速对飞行器舱体内部温度进行调控。2.根据权利要求1所述的温度控制方法，其特征在于，所述获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值，包括：获取飞行器天线安装位置及飞行器仪器舱段内部的实时温度值。3.一种温度控制系统，其特征在于，所述温度控制系统包括：温度值获取模块，用于获取飞行器舱体内部预设位置的实时温度值；散热确定模块，用于计算所获取的实时温度值与当前飞行器舱体内理想温度值的差值、热流和焓值，确定温度控制所需的能量损耗量，并基于所述能量损耗量计算得出制冷介质流速；温度调节模块，用于通过制冷介质的流动调节飞行器舱体内部的温度；控制模块，用于根据所述散热确定模块计算得出的制冷介质流速对温度调节模块进行控制。4.根据权利要求3所述的温度控制系统，其特征在于，所述温度值获取模块包括多个传感器，多个所述传...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙兆群，高守成，金楷杰，张衡，杨哲，吴彦增，马国财，李恩辉，徐文超，
申请(专利权)人：北京电子工程总体研究所，
类型：发明
国别省市：