CN102145747A - 一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适合高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小直通道；冲击腔位于高速飞行器前缘头部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，冲击孔和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通道两端连通冲击腔和尾部大气。本发明在高热流密度的前缘采用高换热能力的冲击冷却结构，在热流密度不是很大、但换热面积较大的楔形体内表面采用微小直通道冷却结构，换热效率大幅提高。

Description

一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器前缘冲击+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

高超声速飞行器是人类新世纪不懈的追求，其应用前景显而易见。商业方面，高超声速运输客机可以在几个小时内，实现环球旅行的早出晚归，跨太平洋的客运量将会大幅度增加，民用高超声速客机在21世纪应用前景广阔。军事方面，出于太空资源开发和国防安全的考虑，高超声速军用飞机和导弹，将使空中作战平台提高到一个新水平。当前，世界上很多国家都在着手研究高超声速技术，制定了高超声速技术发展规划，并相继将研制高超声速飞行器作为其国家目标来实现。

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之一，已成为高超声速飞行器研制过程中关键性的制约因素和技术瓶颈。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，对于前缘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，提出一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构。

一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小直通道。

冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，冲击孔和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通道两端连通冲击腔和尾部大气。

本发明的优点在于：

(1)本发明针对高超飞行器前缘换热特点，在高热流密度区域采用高换热能力的冲击冷却结构，在热流密度不是很大、但换热面积较大的楔形体内表面采用微小直通道冷却结构，换热效率大幅提高；

(2)本发明可以用于冷却高热流密度的区域，从根本上解决了由于空间的限制导致局部高温区无法有效冷却的难题；

(3)本发明不改变高超飞行器的气动外形。

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-冲击腔，2-冲击孔，3-微小直通道，4-高速飞行器楔形体表面，5-前缘，6-供气腔

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，头部一般设计成为毫米量级的圆弧。这决定了其主动冷却的结构应该是毫米级的微小尺度结构。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声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，如图1、图2所示，主要包括冲击腔1、冲击孔2和微小直通道3。在高速飞行器前缘5头部的内部开冲击腔1，冲击腔1靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔2，冲击孔2的直径为0.5mm～1.0mm的，间距为1.5mm～2.0mm，冲击孔2两端连通冲击腔1和供气腔6。在冲击腔1贴近高速飞行器楔形体表面4的上下表面对应冲击孔2的位置开设两个微小直通道3，冲击孔2和对应的微小直通道3位于一个平面内。微小直通道3两端连通冲击腔1和尾部大气，微小直通道3与冲击腔1相通端进口的截面尺寸为(0.5mm～1.0mm)×(0.5mm～1.0mm)。

冷却介质以一定的速度从冲击孔2进入冲击腔1，与高超飞行器前缘5内部进行换热，降低前缘表面的温度，然后沿两侧的微小直通道3向飞行器的尾部流去，并从尾部排出至大气。在流动过程中冷却介质不断与飞行器的内表面进行换热，从而将飞行器楔形体表面4进行冷却。

实施例：

本发明在高速飞行器前缘5内部开冲击腔1，中部开直径为0.5mm～1.0mm的冲击孔2，冲击孔2间距为1.5mm～2.0mm，在飞行器上下表面内部开与冲击孔数量相同的微小直通道3，冲击孔2和对应的微小直通道3位于一个平面内，微小直通道3与冲击腔相连的进口截面的尺度为(0.5mm～1.0mm)×(0.5mm～1.0mm)。冷却介质从圆形冲击孔2进入冲击腔1，在前缘5内表面形成大面积的冲击冷却区域，冲击射流具有高换热系数的特点，因此冷却介质可以在冲击腔1内与高超飞行器的前缘5内壁进行很好的换热，降低前缘5的温度。与前缘5内表面进行热量交换后的冷却介质沿着微小直通道3向高超飞行器的尾部流动，进一步对高超飞行器的楔形体表面进行冷却，使冷却介质的作用得到充分的发挥。高超飞行器的楔形体表面具有这样的换热特点：热流密度不是很高、但换热面积较大，微小直通道3正好满足这样的冷却要求。

Claims (3)

1.一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、冲击孔和微小直通道；

冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，冲击孔和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通道两端连通冲击腔和尾部大气。

2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，其特征在于，冲击孔的直径为0.5mm～1.0mm，间距为1.5mm～2.0mm。

3.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，其特征在于，微小直通道与冲击腔相通端进口截面的尺寸为(0.5mm～1.0mm)×(0.5mm～1.0mm)。

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