CN106516072A - 一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，该热防护结构由外向内依次为外壳层和内壁层；外壳层包括处于前缘部位顶端的第一头盖和与第一头盖固定连接的前缘侧壁外壳，第一头盖由耐高温材料制成，前缘侧壁外壳由钢基多孔材料制成；内壁层包括与第一头盖相对应布置的第二头盖和与第二头盖固定连接且与前缘侧壁外壳相对应布置的金属外壳，第二头盖由钢基多孔材料制成；内壁层与外壳层之间形成冷却通道，内壁层与外壳层之间通过多根支撑肋连接；在内壁层的内侧设置有用于贮存冷却剂的储水囊，储水囊通过树形毛细分形结构与第二头盖连接，为第二头盖提供发汗冷却所需的冷却剂。
Description
技术领域
本发明涉及一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，属于飞行器热防护技术领域。
背景技术
航空航天技术，作为一个国家经济、军事、国际地位的重要象征，在世界上很多国家都得到了大力投入，并带动了相关领域产业的繁荣发展。为满足更高、更快的飞行要求，航空航天飞行器的各项参数不断地得到突破性的提升，其中代表性的就是高超声速(Ma＞5，Ma为马赫数)飞行器的发展。如图1所示，在典型高超声速飞行器的飞行工况(马赫数Ma＝6.5，气流总温为1800K)下，高超声速飞行器的一些关键前缘部位如前缘头帽、机翼前缘、发动机进气口、整流罩前缘等，都受到外界气流强烈的气动加热，其工作温度高达上千摄氏度，现有的材料与冷却技术已无法满足其愈发恶劣的工作环境。在一般情况下，根据飞行马赫数的提高，高超飞行器其热防护方式由被动防护转变为主动冷却，逐渐使用再生冷却、气膜冷却乃至发汗冷却。这些冷却方式都能较好地实现高超飞行器的超燃发动机乃至机身的热防护，但是对于前缘部件难以有效地冷却。
发明内容
针对上述问题，本发明的目的是提供一种能够对高超飞行器的关键前缘部位进行有效冷却的高超飞行器的前缘部件的热防护结构。
为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：该热防护结构由外向内依次为外壳层和内壁层；所述外壳层包括处于前缘部位顶端的第一头盖和与第一头盖固定连接的前缘侧壁外壳，所述第一头盖由耐高温材料制成，所述前缘侧壁外壳由钢基多孔材料制成；所述内壁层包括与所述第一头盖相对应布置的第二头盖和与所述第二头盖固定连接且与所述前缘侧壁外壳相对应布置的金属外壳，所述第二头盖由钢基多孔材料制成；所述内壁层与所述外壳层之间形成冷却通道，所述内壁层与所述外壳层之间通过多根支撑肋连接；在所述内壁层的内侧设置有用于贮存冷却剂的储水囊，所述储水囊通过树形毛细分形结构与所述第二头盖连接，为所述第二头盖提供发汗冷却所需的冷却剂。
进一步地，所述第一头盖由碳/碳复合材料制成。
进一步地，所述支撑肋包括主支撑肋和辅助支撑肋；所述主支撑肋的一端固定连接在所述第一头盖与所述前缘侧壁外壳的连接处，另一端固定连接在所述第二头盖与所述金属外壳的连接处；所述辅助支撑肋固定连接在所述前缘侧壁外壳与所述金属外壳之间；所述主支撑肋和辅助支撑肋由耐高温材料制成。
进一步地，用于制作所述主支撑肋和辅助支撑肋的耐高温材料为钢材料或碳/碳复合材料。
进一步地，在所述第二头盖与所述第一头盖之间设置有连接两者的导热肋，所述导热肋由高导热材料制成。
进一步地，所述主支撑肋为六根且呈均匀分布；所述辅助支撑肋为八根且呈均匀分布。
进一步地，所述导热肋为六根且呈均匀分布。
进一步地，所述储水囊放置在固定仓内，所述固定仓与高超飞行器主体固定连接。
本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明能够利用毛细分形结构所产生的毛细作用力，将贮存于储水囊中的冷却剂抽吸至多头盖表面润湿；当受到外界热流作用时，耐高温的第一头盖温度升高，进而引起冷却通道内温度升高，第二头盖表面冷却剂受热蒸腾，吸收大量的热量，同时拉动储水囊内的冷却剂源源不断地进行补充；随后冷却剂蒸汽与第一头盖内壁进行对流换热，并在压力的作用下由冷却通道渗入具有巨大比表面积的前缘侧壁外壳，与前缘侧壁外壳进行强烈的对流换热，有效地带走前缘侧壁外壳的热量；同时由于在外界高速气流的作用下，冷却剂蒸汽从前缘侧壁外壳渗出时会受到阻力，流速不是很高，因此渗出的冷却剂蒸汽会在前缘侧壁外壳表面形成滞留覆盖，增厚了流体的边界层，形成了保护气膜，起到了阻碍高温高速主流向侧壁面的传热作用，降低了热流密度；另外，由于冷却剂相变时保持某一温度不变，因此能根据不同的外界热流产生不同的蒸发速率，从而实现对外界热流的自适应特性，在高热流时快速蒸发，在低热流时节省冷却剂。2、本发明由于内壁层与外壳层之间通过多根支撑肋连接，因此能够加强整体结构强度，用以弥补采用多孔结构对前缘部位的强度所造成的削弱。
附图说明
图1是典型高超飞行器的前缘部位热流示意图；
图2是本发明的整体结构示意图；
图3是本发明主支撑肋和导热肋的分布示意图；
图4是本发明辅助支撑肋的分布示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
如图2所示，本发明提出了一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，该热防护结构由外向内依次为外壳层和内壁层。外壳层包括处于前缘部位顶端的头盖1和与头盖1固定连接的前缘侧壁外壳2，其中，头盖1由耐高温材料(如碳/碳复合材料)制成，前缘侧壁外壳2由钢基多孔材料制成。内壁层包括与头盖1相对应布置的头盖3和与头盖3固定连接且与前缘侧壁外壳2相对应布置的金属外壳4，其中，头盖3由钢基多孔材料制成。内壁层与外壳层之间形成冷却通道，内壁层与外壳层之间通过多根支撑肋连接。在内壁层的内侧设置有用于贮存冷却剂的储水囊5，储水囊5通过树形毛细分形结构6与头盖3连接，为多孔的头盖3提供发汗冷却所需的冷却剂。
上述实施例中，支撑肋包括主支撑肋7和辅助支撑肋8，其中，主支撑肋7的一端固定连接在头盖1与前缘侧壁外壳2的连接处，另一端固定连接在头盖3与金属外壳4的连接处；辅助支撑肋8固定连接在前缘侧壁外壳2与金属外壳4之间。主支撑肋7和辅助支撑肋8由耐高温材料制成(如钢材料、碳/碳复合材料等)，其作用是加强整体结构强度。
上述实施例中，在头盖3与头盖1之间设置有连接两者的导热肋9，其由高导热材料制成，用以加强头盖1和头盖3之间的热传导以及加强整体结构强度。
上述实施例中，如图3所示，主支撑肋7为六根且呈均匀分布；导热肋9为六根且呈均匀分布；如图4所示，辅助支撑肋8为八根且呈均匀分布，辅助支撑肋8能够有效分担气动阻力以及高温带来的应力变化，从而增加结构强度。
上述实施例中，储水囊5放置在固定仓10内，固定仓10与高超飞行器主体固定连接。
上述实施例中，可以根据需要在头盖3上开设直接0.1mm左右的微孔(图中未示出)或者改变毛细分形结构6的参数，以提高冷却抽吸速度，从而实现更高的冷却能力。
本发明的工作原理如下：本发明利用头盖3内部孔隙和毛细分形结构6所产生的毛细作用力，将贮存于储水囊5中的冷却剂抽吸至多头盖3表面润湿。当受到外界热流作用时，耐高温的头盖1温度升高，进而引起冷却通道内温度升高，头盖3表面冷却剂受热蒸腾，吸收大量的热量，同时拉动储水囊5内的冷却剂源源不断地进行补充。随后冷却剂蒸汽与头盖1内壁进行对流换热，并在压力的作用下由冷却通道渗入具有巨大比表面积的前缘侧壁外壳2，与前缘侧壁外壳2进行强烈的对流换热，有效地带走前缘侧壁外壳2的热量。同时由于在外界高速气流的作用下，冷却剂蒸汽从前缘侧壁外壳2渗出时会受到阻力，流速不是很高，因此渗出的冷却剂蒸汽会在前缘侧壁外壳2表面形成滞留覆盖，增厚了流体的边界层，形成了保护气膜，起到了阻碍高温高速主流向侧壁面的传热作用，降低了热流密度。另外，由于冷却剂相变时保持某一温度不变，因此能根据不同的外界热流产生不同的蒸发速率，从而实现对外界热流的自适应特性，在高热流时快速蒸发，在低热流时节省冷却剂。
上述各实施例仅用于对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：该热防护结构由外向内依次为外壳层和内壁层；所述外壳层包括处于前缘部位顶端的第一头盖和与第一头盖固定连接的前缘侧壁外壳，所述第一头盖由耐高温材料制成，所述前缘侧壁外壳由钢基多孔材料制成；所述内壁层包括与所述第一头盖相对应布置的第二头盖和与所述第二头盖固定连接且与所述前缘侧壁外壳相对应布置的金属外壳，所述第二头盖由钢基多孔材料制成；所述内壁层与所述外壳层之间形成冷却通道，所述内壁层与所述外壳层之间通过多根支撑肋连接；在所述内壁层的内侧设置有用于贮存冷却剂的储水囊，所述储水囊通过树形毛细分形结构与所述第二头盖连接，为所述第二头盖提供发汗冷却所需的冷却剂。
2.如权利要求1所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：所述第一头盖由碳/碳复合材料制成。
3.如权利要求1所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：所述支撑肋包括主支撑肋和辅助支撑肋；所述主支撑肋的一端固定连接在所述第一头盖与所述前缘侧壁外壳的连接处，另一端固定连接在所述第二头盖与所述金属外壳的连接处；所述辅助支撑肋固定连接在所述前缘侧壁外壳与所述金属外壳之间；所述主支撑肋和辅助支撑肋由耐高温材料制成。
4.如权利要求3所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：用于制作所述主支撑肋和辅助支撑肋的耐高温材料为钢材料或碳/碳复合材料。
5.如权利要求1所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：在所述第二头盖与所述第一头盖之间设置有连接两者的导热肋，所述导热肋由高导热材料制成。
6.如权利要求3所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：所述主支撑肋为六根且呈均匀分布；所述辅助支撑肋为八根且呈均匀分布。
7.如权利要求5所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：所述导热肋为六根且呈均匀分布。
8.如权利要求1所述的一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构，其特征在于：所述储水囊放置在固定仓内，所述固定仓与高超飞行器主体固定连接。
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