CN102145745A - 一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构 - Google Patents

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罗翔
孙纪宁
徐国强
张传杰
邓宏武
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Abstract

本发明公开了一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，包括气膜腔、气膜孔和微小直通道；气膜腔位于高速飞行器前缘内部，在气膜腔外围的前缘驻点附近开设交错排列的气膜孔，在贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设两排微小直通道，微小直通道连通气膜腔与高压水箱。本发明在不改变飞行器气动外形的前提下，将气膜冷却与微小通道冷却相结合，有效的提高了换热效率。

Description

一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构
技术领域
本发明涉及一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，属于航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域。
背景技术
气动加热问题的提出是由于高超声速飞行器研制与发展的需要。飞行器以超声速或高超声速飞行时，空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，大部分动能转化为热能，致使飞行器周围的空气温度急剧升高。此高温气体和飞行器表面之间存在很大温差，部分热能迅速向物面传递，这种热能传递方式称为气动加热。严重的气动加热所产生的高温，会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行。
前缘驻点等高热流密度区域的热防护问题是高超声速飞行器设计的关键问题，其已成为新兴飞行器研制过程中关键性的制约因素和主要技术瓶颈之一。高超声速飞行器在飞行时前缘驻点附近的热流密度极大(高达106W/m2以上)，并产生固体壁面局部高温(3000K以上)，有可能导致飞行器外形、结构强度及刚度的改变，严重影响超声速飞行器的安全性能和寿命。因此，对于鼻锥驻点部位的热防护研究在高超声速飞行器热防护体系中地位格外重要。高超声速飞行器气动加热特点是：1，飞行时间较长，达几十分钟到几个小时；2，前缘热流密度分布呈钟形分布，驻点附近热流密度最大，沿流向热流密度急剧减小。传统的被动冷却，如辐射冷却，要达到高辐射热流密度，则需要很高的表面温度，因此无法满足材料强度和使用寿命要求，而烧蚀层热防护结构虽然可以满足高热流密度的要求，但对飞行时间长达几十分钟甚至几小时的高超声速飞行器，则无法应用。因此发展新型主动冷却方式，已经成为高超飞行器设计和发展的关键技术。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构。
一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，包括气膜腔、气膜孔和微小直通道；
气膜腔位于高速飞行器前缘内部，在气膜腔外围的前缘驻点附近开设交错排列的气膜孔，在贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设两排微小直通道，微小直通道连通气膜腔与高压水箱。
本发明的优点在于：
(1)将气膜冷却与微小通道冷却相结合，有效的提高了换热效率；
(2)使水的汽化潜热得到充分的利用。
附图说明
图1是本发明的整体结构示意图；
图2是本发明纵向剖面结构示意图；
图中：
1-气膜腔，2-气膜孔，3-微小直通道，4-高速飞行器楔形体表面，5-前缘
具体实施方式
下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。
为减少飞行过程中气动阻力，高超声速飞行器表面外型一般为尖楔形，头部一般设计成为mm量级的圆弧。这决定了其主动冷却的结构应该是mm级的微小尺度结构。高超声速飞行器气动加热特点是：前缘5驻点附近热流密度最大，并沿流向急剧减小，在楔形体表面热流分布较均匀。
基于上面提到的高超飞行器的气动加热特点和外形特点，本发明提出的一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，如图1所示，包括气膜腔1、气膜孔2和微小直通道3。高速飞行器前缘5头部的内部开气膜腔1，在气膜腔1外围的前缘驻点附近开设气膜孔2，气膜孔2的直径为0.5mm～1.0mm，气膜孔2之间的距离为1.0mm～2.0mm，气膜孔2采用叉排的排列方式，如图2所示，叉排的排列方式可以使气膜孔2之间的干扰，使气膜的保护范围得到充分的发挥，叉排的排列方式比顺排的排列方式具有更好的冷却效果。在气膜腔1贴近高速飞行器楔形体表面4的上下表面开设两排微小直通道3，微小直通道3两端连通气膜腔1和高压水箱，微小直通道3与气膜腔1相通端进口的截面的尺寸为(0.5mm～1.0mm)×(0.5mm～1.0mm)，微小直通道3的间距为1.0mm～1.5mm。
冷却介质水从高超飞行器的尾部的高压水箱进入微小直通道3，沿着微小通道3向前缘的方向流去，水在流动过程中不断汽化，水汽化过程中从飞行器的内表面吸收大量的热，使高超飞行器楔形体表面4的温度不断降低。当水进入气膜腔1的时候完全转化为水蒸汽，水蒸汽从高超飞行器前缘的气膜孔2流出飞行器。从气膜孔2出来的水蒸汽覆盖在高超飞行器前缘驻点附近，形成一层保护膜，有效地阻隔了高超飞行器前缘与外部高温气体的接触，从而保证前缘的温度不会超过材料的极限温度。本发明从传热学的角度讲，将冲击、气膜和微小通道的换热优点加以结合，不仅提高了整体的换热效果，而且整体温度分布均匀。
实施例：
本发明在高速飞行器前缘内部开气膜腔1，在前缘驻点附近表面开气膜孔2，气膜孔2的直径为0.5mm～1.0mm，气膜孔2之间的距离为1.0mm～2.0mm，在飞行器楔形体上下表面内部开微小直通道3，直通道的进口截面的尺度为(0.5mm～1.0mm)×(0.5mm～1.0mm)。冷却介质水从飞行器的尾部的微小直通道进入，沿着微小通道向前缘的方向流去，水在流动过程中不断汽化，汽化过程中从飞行器的内表面吸收大量的热，使高超飞行器楔形体表面的温度不断降低。当水进入气膜腔的时候完全转化为水蒸汽，水蒸汽从高超飞行器前缘的气膜孔流出飞行器。

Claims (4)

1.一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，其特征在于，包括气膜腔、气膜孔和微小直通道；
气膜腔位于高速飞行器前缘内部，在气膜腔外围的前缘驻点附近开设交错排列的气膜孔，在贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设两排微小直通道，微小直通道连通气膜腔与高压水箱。
2.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，其特征在于，微小直通道与气膜腔相通端进口的截面的尺寸为(0.5mm～1.0mm)×(0.5mm～1.0mm)，微小直通道的间距为1.0mm～1.5mm。
3.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，其特征在于，气膜孔直径为0.5mm～1.0mm，距离为1.0mm～2.0mm。
4.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘气膜+微小直通道冷却结构，其特征在于，气膜孔采用叉排的排列方式。
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