一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構的製作方法

2023-05-16 03:55:01 1

專利名稱：一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，屬於航空、航 天、動力機械等高熱流密度的局部換熱領域。
背景技術：
高超聲速飛行器是人類新世紀不懈的追求，其應用前景顯而易見。商業方面，高超 聲速運輸客機可以在幾個小時內，實現環球旅行的早出晚歸，跨太平洋的客運量將會大幅 度增加，民用高超聲速客機在21世紀應用前景廣闊。軍事方面，出於太空資源開發和國防 安全的考慮，高超聲速軍用飛機和飛彈，將使空中作戰平臺提高到一個新水平。當前，世界 上很多國家都在著手研究高超聲速技術，制定了高超聲速技術發展規劃，並相繼將研製高 超聲速飛行器作為其國家目標來實現。氣動加熱問題的提出是由於高超聲速飛行器研製與發展的需要。飛行器以超聲速 或高超聲速飛行時，空氣受到強烈的壓縮和劇烈的摩擦作用，大部分動能轉化為熱能，致使 飛行器周圍的空氣溫度急劇升高。此高溫氣體和飛行器表面之間存在很大溫差，部分熱能 迅速向物面傳遞，這種熱能傳遞方式稱為氣動加熱。嚴重的氣動加熱所產生的高溫，會降低 材料的強度極限和飛行器結構的承載能力，使結構產生熱變形，破壞部件的氣動外形並影 響飛行器的安全飛行。前緣駐點等高熱流密度區域的熱防護問題是高超聲速飛行器設計的關鍵問題之 一，已成為高超聲速飛行器研製過程中關鍵性的制約因素和技術瓶頸。高超聲速飛行器 在飛行時前緣駐點附近的熱流密度極大(高達I06w/m2以上)，並產生固體壁面局部高溫 (3000K以上)，有可能導致飛行器外形、結構強度及剛度的改變，嚴重影響超聲速飛行器的 安全性能和壽命。因此，對於前緣駐點部位的熱防護研究在高超聲速飛行器熱防護體系中 地位格外重要。高超聲速飛行器氣動加熱特點是1，飛行時間較長，達幾十分鐘到幾個小 時；2，前緣熱流密度分布呈鐘形分布，駐點附近熱流密度最大，沿流向熱流密度急劇減小。 傳統的被動冷卻，如輻射冷卻，要達到高輻射熱流密度，則需要很高的表面溫度，因此無法 滿足材料強度和使用壽命要求，而燒蝕層熱防護結構雖然可以滿足高熱流密度的要求，但 對飛行時間長達幾十分鐘甚至幾小時的高超聲速飛行器，則無法應用。因此發展新型主動 冷卻方式，已經成為高超飛行器設計和發展的關鍵技術。

發明內容
本發明的目的是為了解決上述問題，提出一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直 通道冷卻結構。一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，包括衝擊腔、衝擊孔和微 小直通道。衝擊腔位於高速飛行器前緣內部，衝擊腔靠近機體一側中部軸線位置開設一排衝 擊孔，衝擊孔兩端連通衝擊腔和供氣腔，在衝擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應衝擊孔的位置開設兩個微小直通道，衝擊孔和對應的微小直通道位於一個平面內，微 小直通道兩端連通衝擊腔和尾部大氣。本發明的優點在於(1)本發明針對高超飛行器前緣換熱特點，在高熱流密度區域採用高換熱能力的 衝擊冷卻結構，在熱流密度不是很大、但換熱面積較大的楔形體內表面採用微小直通道冷 卻結構，換熱效率大幅提高；(2)本發明可以用於冷卻高熱流密度的區域，從根本上解決了由於空間的限制導 致局部高溫區無法有效冷卻的難題；(3)本發明不改變高超飛行器的氣動外形。


圖1是本發明的整體結構示意圖；圖2是本發明縱向剖面結構示意圖；圖中1-衝擊腔，2-衝擊孔，3-微小直通道，4-高速飛行器楔形體表面，5-前緣，6_供氣 腔
具體實施例方式下面將結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。為減少飛行過程中氣動阻力，高超聲速飛行器表面外型一般為尖楔形，頭部一般 設計成為毫米量級的圓弧。這決定了其主動冷卻的結構應該是毫米級的微小尺度結構。高 超聲速飛行器氣動加熱特點是前緣5駐點附近熱流密度最大，並沿流向急劇減小，在楔形 體表面熱流分布較均勻。基於上面提到的高超飛行器的氣動加熱特點和外形特點，本發明提出的一種高超 聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，如圖1、圖2所示，主要包括衝擊腔1、衝擊孔2 和微小直通道3。在高速飛行器前緣5頭部的內部開衝擊腔1，衝擊腔1靠近機體一側中部 軸線位置開設一排衝擊孔2，衝擊孔2的直徑為0. 5mm 1. Omm的，間距為1. 5mm 2. Omm, 衝擊孔2兩端連通衝擊腔1和供氣腔6。在衝擊腔1貼近高速飛行器楔形體表面4的上下 表面對應衝擊孔2的位置開設兩個微小直通道3，衝擊孔2和對應的微小直通道3位於一個 平面內。微小直通道3兩端連通衝擊腔1和尾部大氣，微小直通道3與衝擊腔1相通端進 口 的截面尺寸為(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)。冷卻介質以一定的速度從衝擊孔2進入衝擊腔1，與高超飛行器前緣5內部進行換 熱，降低前緣表面的溫度，然後沿兩側的微小直通道3向飛行器的尾部流去，並從尾部排出 至大氣。在流動過程中冷卻介質不斷與飛行器的內表面進行換熱，從而將飛行器楔形體表 面4進行冷卻。實施例本發明在高速飛行器前緣5內部開衝擊腔1，中部開直徑為0. 5mm 1. Omm的衝擊 孔2，衝擊孔2間距為1. 5mm 2. 0mm，在飛行器上下表面內部開與衝擊孔數量相同的微小 直通道3，衝擊孔2和對應的微小直通道3位於一個平面內，微小直通道3與衝擊腔相連的進口截面的尺度為(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)。冷卻介質從圓形衝擊孔2進入衝 擊腔1，在前緣5內表面形成大面積的衝擊冷卻區域，衝擊射流具有高換熱係數的特點，因 此冷卻介質可以在衝擊腔1內與高超飛行器的前緣5內壁進行很好的換熱，降低前緣5的 溫度。與前緣5內表面進行熱量交換後的冷卻介質沿著微小直通道3向高超飛行器的尾部 流動，進一步對高超飛行器的楔形體表面進行冷卻，使冷卻介質的作用得到充分的發揮。高 超飛行器的楔形體表面具有這樣的換熱特點熱流密度不是很高、但換熱面積較大，微小直 通道3正好滿足這樣的冷卻要求。
權利要求
1.一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，其特徵在於，包括衝擊腔、衝 擊孔和微小直通道；衝擊腔位於高速飛行器前緣內部，衝擊腔靠近機體一側中部軸線位置開設一排衝擊 孔，衝擊孔兩端連通衝擊腔和供氣腔，在衝擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對 應衝擊孔的位置開設兩個微小直通道，衝擊孔和對應的微小直通道位於一個平面內，微小 直通道兩端連通衝擊腔和尾部大氣。
2.根據權利要求1所述的一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，其特 徵在於,衝擊孔的直徑為0. 5mm 1. Omm,間距為1. 5mm 2. 0_。
3.根據權利要求1所述的一種高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，其 特徵在於，微小直通道與衝擊腔相通端進口截面的尺寸為(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm) ο
全文摘要
本發明公開了一種適合高超聲速飛行器前緣衝擊+微小直通道冷卻結構，包括衝擊腔、衝擊孔和微小直通道；衝擊腔位於高速飛行器前緣頭部，衝擊腔靠近機體一側中部軸線位置開設一排衝擊孔，衝擊孔兩端連通衝擊腔和供氣腔，在衝擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應衝擊孔的位置開設兩個微小直通道，衝擊孔和對應的微小直通道位於一個平面內，微小直通道兩端連通衝擊腔和尾部大氣。本發明在高熱流密度的前緣採用高換熱能力的衝擊冷卻結構，在熱流密度不是很大、但換熱面積較大的楔形體內表面採用微小直通道冷卻結構，換熱效率大幅提高。
文檔編號B64C1/38GK102145747SQ20111006894
公開日2011年8月10日 申請日期2011年3月22日 優先權日2011年3月22日
發明者孫紀寧, 張傳傑, 羅翔, 鄧宏武, 陶智 申請人:北京航空航天大學