一種超音速飛行器進氣道微通道冷卻系統的製作方法
2023-10-25 04:53:06 2
本發明涉及超音速飛行器，尤其是涉及適合於高馬赫數和長時間航行的一種超音速飛行器進氣道微通道冷卻系統。
背景技術：
高超聲速飛行器技術是21世紀航空航天技術的新制高點，是航空史上繼發明飛機、突破聲障飛行之後第三個劃時代的裡程碑，但是目前還存在不少技術難題。當飛行器以高馬赫數和在空中長時間飛行時，進氣道內氣體來流速度可達5馬赫以上，此時來流的滯止溫度將達到1500K以上，由於氣體的粘性效應，靠近進氣道壁面處流速為零，即此時靠近進氣道壁面氣流的溫度可達到滯止溫度。對於長航時飛行，此時進氣道壁面熱負荷將非常大，在極端情況下甚至會燒毀進氣道壁面，同時過高的發動機溫度會降低各零部件的可靠性，從而引發發動機的性能急劇惡化。因此要求對進氣道有一種結構小巧，性能好的熱防護系統，來有效地降低發動機進氣道的溫度和改善各部件工作條件，確保發動機穩定的工作性能，從而實現航空發動機的高馬赫數和長航時的飛行。
傳統常使用的高超聲速飛行器熱防護是被動熱防護系統，主要是利用自身結構材料的熱容來吸收熱量，進而分散熱量；又或者是採用耐高溫材料表面上覆蓋高輻射率的塗層，以輻射的形式向周圍散發大量的熱能。然而對於高馬赫數、長時間的飛行所持續產生的熱量，單純靠自身結構材料的熱容來吸收，會使發動機整體迅速升溫，降低零部件的可靠性，甚至引起進氣道壁面燒蝕。而對於塗層的冷卻方式，存在有一個可承受總熱量的限制值，是無法對進氣道進行高效率、長時間的冷卻保護(史麗萍,赫曉東.可重複使用太空飛行器的熱防護系統概述[J].航空製造技術,2004(07):80-82.)。
技術實現要素：
本發明的目的在於提供可降低進氣道壁面溫度，減少高馬赫數、長航時條件下發動機材料的熱負荷的一種超音速飛行器進氣道微通道冷卻系統。
本發明設有主流進口、環形進口主流道、進口主流道、微通道、出口主流道、環形出口主流道和主流出口；
主流進口位於發動機隔離段上方，冷態的航空煤油作為冷卻液從主流進口進入環形進口主流道，環形進口主流道位於發動機隔離段外側，冷卻液在環形進口主流道分化成三股，分別進入處於進氣道下壁面、左壁面、右壁面上方的進口主流道，冷卻液從處於不同壁面上方的進口主流道進入各自壁面上的微通道，微通道處於進氣道壁面內，對壁面和空氣進行快速冷卻，冷卻後的空氣再進入燃燒室，冷卻液在微通道吸收熱量，各自進入不同壁面上方的出口主流道，匯入處於隔離段上方的環形出口主流道，進而從主流出口流出，預熱後的冷卻液從主流出口流出，進入燃燒室，與空氣混合燃燒，而後從尾噴管噴射而出。
所述環形進口主流道和環形出口主流道採用與隔離段截面具有相同的外形，使整個微通道的冷卻系統體積更為小巧緊湊。
所述進口主流道和出口主流道靠近壁面，減少整個冷卻系統的空間體積。
所述壁面微通道截面的圓形管道，結構簡單，易於加工，具有較高的對流換熱效率。
當飛行器以高馬赫數飛行時，超音速的壓縮空氣進入發動機，在進氣道壁面附近氣流具有很高的滯止溫度；同時高速空氣與進氣道壁面強烈地摩擦，產生大量的熱量，使進氣道壁面和壓縮空氣急劇升溫。過高的溫度會降低發動機各零部件的可靠性，使發動機無法具有正常工作性能。此時微通道冷卻系統中進氣道壁面上的微通道由於流體邊界層厚度小，熱傳導和擴散傳質阻力小，同時大量微通道集成在壁面上，從而具有高效的傳熱傳質效率。因此處於進氣道壁面的微通道將對高溫的壁面和壓縮空氣進行快速冷卻，降低壁面的滯止溫度，減少高馬赫數條件下材料的熱負荷，使壁面處於適宜的工作溫度。微通道內的冷卻液採用的是來自油箱內的冷態航空煤油，利用冷態煤油對進氣道壁面進行對流換熱，煤油受熱之後經噴注器注入燃燒室。預熱後的煤油會提高霧化，促進燃燒，而且在這一過程中，使通過壁面傳出的熱量又回到燃燒室，提高了整體的循環熱效率。
本發明可降低進氣道壁面的溫度，減少高馬赫數、長航時條件下發動機材料的熱負荷；微通道內的冷卻液採用的是來自油箱的冷態航空煤油，在微通道預熱後，進入燃燒室，提升燃油初始溫度，提高霧化性能，增大航空發動機推重比；大量集成化的微通道具有對流換熱能力強的特點，可以顯著提高傳熱傳質效率；在外形上，微通道結構簡單，體積小巧，與進氣道壁面一體化封裝，使進氣道整體結構更為緊湊；這是一種可長時間，高效率，循環利用的進氣道熱防護系統。
本發明與傳統的熱防護系統相比，具有如下優點：
(1)微通道冷卻系統是一種可長時間對流換熱、循環利用的熱防護系統，適用於高馬赫數，長航時的飛行。微通道內流體邊界層厚度小，擴散阻力小，大量集成化的微通道具有高效率的對流換熱能力，能快速、有效地降低進氣道壁面的溫度。
(2)微通道內冷卻液選擇冷態的航空煤油，這種方式既能帶走進氣道壁面和壓縮空氣的熱量，使發動機穩定正常工作，又能對航空煤油進行預熱，提高霧化，促進燃燒，減少燃油消耗，同時使進氣道的熱量又重新回到燃燒室，提高了發動機的循壞熱效率。
(3)微通道與壁面一體化封裝，採用圓形通道截面，結構簡單，易於加工；環形進、出口主流道採用與隔離段相仿的外形，進、出口主流道靠近壁面，減少微通道系統的空間體積，讓整個冷卻系統與進氣道結合更為緊湊小巧。
附圖說明
圖1為本發明的飛行器進氣道位置示意圖。
圖2為本發明實施例的結構組成示意圖。
圖3為本發明實施例的結構組成仰視圖。
圖4為本發明實施例的水平剖視圖。
圖5為本發明實施例的垂直剖視圖。
具體實施方式
如圖1～5所示，本發明實施例設有主流進口101、環形進口主流道102、進口主流道103、微通道104、出口主流道105、環形出口主流道106和主流出口107；
主流進口101位於發動機隔離段上方，冷態的航空煤油作為冷卻液從主流進口101進入環形進口主流道102，環形進口主流道102位於發動機隔離段外側，冷卻液在環形進口主流道分化成三股，分別進入處於進氣道下壁面、左壁面、右壁面上方的進口主流道103，冷卻液從處於不同壁面上方的進口主流道103進入各自壁面上的微通道104，微通道104處於進氣道壁面內，對壁面和空氣進行快速冷卻，冷卻後的空氣再進入燃燒室，冷卻液在微通道104吸收熱量，各自進入不同壁面上方的出口主流道105，匯入處於隔離段上方的環形出口主流道106，進而從主流出口107流出，預熱後的冷卻液從主流出口107流出，進入燃燒室，與空氣混合燃燒，而後從尾噴管噴射而出。
所述環形進口主流道和環形出口主流道採用與隔離段截面具有相同的外形，使整個微通道的冷卻系統體積更為小巧緊湊。
所述進口主流道和出口主流道靠近壁面，減少整個冷卻系統的空間體積。
所述壁面微通道截面的圓形管道，結構簡單，易於加工，具有較高的對流換熱效率。
高超聲速飛行器發動機主要由進氣道1、隔離段2、燃燒室3及尾噴管4構成。本發明是關於高超聲速飛行器發動機進氣道1的微通道冷卻系統。
所述進氣道右壁面110內的微通道104，以及處於壁面上方進口主流道103和出口主流道105靠近壁面，減少微通道冷卻系統的體積空間。
所述微通道104採用圓形截面通道，嵌入壁面，與壁面一體化封裝，使整體結構更為緊湊。
在圖1～4中，箭頭表示來流方向。
本發明基於進氣道壁面和微通道冷卻的組合，既可實現為高馬赫數、長航時的航空發動機進氣道進行持續長時間、高效率地冷卻，克服發動機進氣道無法長時間、高效率的熱防護問題，又可對冷態的航空煤油進行預熱，促進燃燒，減少油耗，提高熱效率。
本發明通過對傳統高超聲速飛行器進氣道進行改造，大量集成化的微通道，與進氣道壁面一體化封裝，結構小巧緊湊，對流換熱能力強，可迅速降低高馬赫數飛行時進氣道的溫度，對飛行器進氣道壁面進行冷卻保護。採用飛行器油箱內存儲的冷態航空煤油作為微通道內的冷卻液，該方法不僅能帶走進氣道的熱量，又能為航空煤油預熱，可積極提高煤油在燃燒室內的霧化和燃燒效率。本發明可以實現對高馬赫數、長航時飛行的航空發動機進氣道進行長時間地冷卻，降低材料的熱負荷，克服進氣道滯止溫度高引發的壁面燒蝕等缺點；採用冷態航空煤油作為冷卻液，再注入燃燒室，提升燃油初始溫度，促進霧化，提高燃燒效率和發動機推重比。
本發明設計有三個進口主流道和三個出口主流道貼近壁面，將大量的微通道進口連接到三個進口主流道，以及微通道出口連接到三個出口主流道；設計有環形進、出口主流道，其管路與隔離段外形相仿，貼近壁面，減少體積空間，將三個進口主流道連接到環形進口主流道和三個出口主流道連接到環形出口主流道，進而在環形進、出口各設一個主流進、出口。從而將大量的壁面微通道集合成一個進口、一個出口的冷卻系統。採用的冷卻液是冷態的航空煤油，冷卻液流過壁面微通道，後流入燃燒室，與空氣進行混合燃燒。採用這種冷卻液既能帶走進氣道壁面和空氣的大量熱量，降低壁面滯止溫度，又能對航空煤油進行預熱，提高燃料霧化和燃燒效率。由於採用的冷卻液是來自油箱的航空煤油，因此這種冷卻系統可長時間對進氣道冷卻，尤其適合於高馬赫數、長航時的飛行器。