CN106882400B - 一种含引射器的膜冷却系统及方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种含引射器的膜冷却系统及方法，该膜冷却系统包括设置于飞行器内部的冷却剂存储容器，开设于飞行器表面的抽吸孔和若干膜冷却微孔，以及与冷却剂存储容器、抽吸孔和膜冷却微孔连接的引射器。本发明方法采用高压冷却剂作为引射器的工作流体，抽吸飞行器外部低压流体，并将混合后的流体作为膜冷却的冷却流体，从引射器的出口流出后到达飞行器表面上的若干膜冷却微孔，并在飞行器表面形成冷却膜，实现高超声速飞行器高温表面的热防护。

Description

一种含引射器的膜冷却系统及方法

技术领域

本发明涉及一种飞行器表面热防护系统和方法，特别涉及一种适用于高超声速飞行器高温表面的含引射器的膜冷却系统及方法。

背景技术

随着航天航空技术的发展，飞行器的速度不断提升。随着飞行速度的提高，剧烈的气动加热作用使得飞行器外表面承受极高的热流密度，温度急剧上升，出现热障，严重时威胁飞行器的安全。因此，研制高效的热防护系统是高超声速飞行器发展急需解决的问题。

关于高超声速飞行器的热防护，目前研究较多的方式有：被动式热防护(烧蚀冷却、隔热防热、热沉防热；辐射防热)；主动式热防护(热管散热、对流换热、发汗冷却、膜冷却)。被动式热防护方法具有结构简单的优势，在飞行速度不高的情况下，可以满足飞行器的表面热防护需求。但是随着飞行速度的提高，特别是针对高超声速飞行器，其表面温度非常高，已经超过了常规材料的使用温度上限，此时，采用被动式热防护将会引起一系列问题，比如热防护能力不足、飞行器外壁形状变化等等。此时主动式热防护方法是一种可行的技术。

发汗冷却是指通过飞行器多孔表面渗出流体(液体或气体)达到防热的目的。发汗冷却防热的原理是，当液体或气体注入飞行器表面气体边界层时，使边界层结构改变，厚度增大，温度梯度降低，从而减小进入飞行器的对流传热。虽然这一方案很吸引人，但在工程技术上却极其复杂。膜冷却防热在防热机理上与发汗冷却防热基本相同，依靠为数不多的，在飞行器表面精心布置的小孔喷出液体或气体，在表面形成一层很薄的液膜或气膜，将飞行器表面与高温气体隔开，降低进入飞行器的对流传热。膜冷却防热拥有上述发汗冷却防热的所有优点，但是在结构上要简单的多。由于膜冷却热防护需要利用冷却剂，随着壁面热负荷的提升，要求携带的冷却剂量越来越多，这势必影响到飞行器的性能。如何最大程度地利用有限的冷却剂携带量，以满足目前高超声速飞行器热防护的需求，是急需探索课题。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种含引射器的膜冷却系统及方法，具体为采用高压冷却剂作为引射器的工作流体，抽吸飞行器外部低压流体，并将混合后的流体作为膜冷却的冷却流体，用于高超声速飞行器高温表面的热防护。

为实现上述目的，本发明采取以下技术方案：一种含引射器的膜冷却系统，其特征在于，该膜冷却系统包括：冷却剂存储容器，所述冷却剂存储容器设置于飞行器内部；抽吸孔，所述抽吸孔开设于所述飞行器表面；若干膜冷却微孔，所述膜冷却微孔亦开设于所述飞行器表面；引射器，所述引射器的高压进口、低压进口和出口经管路分别与所述冷却剂存储容器、抽吸孔和膜冷却微孔连接。

在一个优选的实施例中，所述冷却剂存储容器内存储有气态冷却剂，且所述冷却剂存储容器和引射器之间的管路上设置有调节阀。

在一个更优选的实施例中，所述气态冷却剂为压缩空气。

在一个优选的实施例中，所述冷却剂存储容器内存储有液态冷却剂，且所述冷却剂存储容器和引射器之间的管路上设置有增压阀。

在一个更优选的实施例中，所述液态冷却剂为水或氟利昂。

在一个优选的实施例中，所述抽吸孔的位置选择所述飞行器表面大气温度较低的部位。

在一个优选的实施例中，所述膜冷却微孔的位置选择所述飞行器表面大气温度较高的部位。

一种利用上述系统实现的膜冷却方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

1)开启冷却剂存储容器使冷却剂进入引射器，冷却剂作为引射器的工作流体，用于抽吸低压二次流；

2)引射器的二次流来自飞行器外部大气，大气经抽吸孔被抽吸进入引射器，与工作流体在引射器内部混合；

3)混合后的冷却流体从引射器的出口流出后经管路到达飞行器表面上的若干膜冷却微孔，并在飞行器表面形成冷却膜。

本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明采用引射器来抽吸飞行器外部的大气，使得用于膜冷却的冷却剂的质量大大增加，相当于额外增加了冷却剂的携带量，在有效热防护的同时，最大限度地控制飞行器质量。2、本发明将引射器的抽吸口选择在飞行器外部大气温度降低的部位，使得抽吸的大气温度尽量低。虽然最终用于膜冷却的流体温度会高于冷却剂的初始温度，但是由于膜冷却的热防护原理是利用冷却膜将高温大气与飞行器壁面隔开。因此，用于膜冷却的流体质量增加将最终有利于膜冷却的性能。

附图说明

图1是本发明实施例一的结构示意图；

图2是本发明实施例一的结构示意图。

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。然而应当理解，附图的提供仅为了更好地理解本发明，它们不应该理解成对本发明的限制。

实施例一：

如图1所示，本实施例提供了一种携带气态冷却剂的含引射器的膜冷却系统，其包括冷却剂存储容器1和引射器2。其中，冷却剂存储容器1内存储有气态冷却剂，冷却剂存储容器1设置于高超声速飞行器内部。冷却剂存储容器1经管路和调节阀3连接引射器2的高压进口，引射器2的低压进口通过管路与飞行器表面上的抽吸孔4相连。引射器2的出口经管路与飞行器表面上的若干膜冷却微孔5相连。

在一个优选的实施例中，抽吸孔4的位置不限，优先选择飞行器表面大气温度较低的部位。

在一个优选的实施例中，膜冷却微孔5的位置不限，根据壁面热流和温度特点来确定，优选选择飞行器表面大气温度较高的部位。

在一个优选的实施例中，气态冷却剂优先选择压缩空气。

基于上述的携带气态冷却剂的含引射器的膜冷却系统，本实施例还提出了一种含引射器的膜冷却方法，包括以下步骤：

1)开启冷却剂存储容器1，气态冷却剂经调压阀3控制压力后进入引射器2，作为引射器2的工作流体，用于抽吸低压二次流；

2)引射器2的二次流来自飞行器外部大气，大气经抽吸孔4被抽吸进入引射器2，与工作流体在引射器2内部混合；

3)混合后的冷却流体从引射器2的出口流出后经管路到达飞行器表面上的若干膜冷却微孔5，并在飞行器表面形成气态冷却膜。

实施例二：

如图2所示，本实施例提供了一种携带液态冷却剂的含引射器的膜冷却系统，其包括冷却剂存储容器1和引射器2。其中，冷却剂存储容器1内存储有液态冷却剂，冷却剂存储容器1设置于高超声速飞行器内部。冷却剂存储容器1经管路和增压泵6连接引射器2的高压进口，引射器2的低压进口通过管路与飞行器表面上的抽吸孔4相连。引射器2的出口经管路与飞行器表面上的若干膜冷却微孔5相连。

在一个优选的实施例中，抽吸孔4的位置不限，优先选择飞行器表面大气温度较低的部位。

在一个优选的实施例中，膜冷却微孔5的位置不限，根据壁面热流和温度特点来确定，优选选择飞行器表面大气温度较高的部位。

在一个优选的实施例中，液态冷却剂优先选择水或氟利昂等。

基于上述的携带液态冷却剂的含引射器的膜冷却系统，本实施例还提出了一种含引射器的膜冷却方法，包括以下步骤：

1)开启冷却剂存储容器1，液体冷却剂通过增压泵6升压后进入引射器2，作为引射器2的工作流体，用于抽吸低压二次流；

2)引射器2的二次流来自飞行器外部大气，大气经抽吸孔被抽吸进入引射器2，与工作流体在引射器2内部混合；

3)混合后的冷却流体从引射器2的出口流出后经管路到达飞行器表面上的若干膜冷却微孔5，并在飞行器表面形成液态冷却膜。

上述各实施例仅用于说明本发明，其中各部件的结构、连接方式和制作工艺等都是可以有所变化的，凡是在本发明技术方案的基础上进行的等同变换和改进，均不应排除在本发明的保护范围之外。

Claims (8)

1.一种含引射器的膜冷却系统，其特征在于，该膜冷却系统包括：

冷却剂存储容器，所述冷却剂存储容器设置于飞行器内部；

抽吸孔，所述抽吸孔开设于所述飞行器表面；

若干膜冷却微孔，所述膜冷却微孔亦开设于所述飞行器表面；

引射器，所述引射器的高压进口、低压进口和出口经管路分别与所述冷却剂存储容器、抽吸孔和膜冷却微孔连接。

2.如权利要求1所述的一种膜冷却系统，其特征在于，所述冷却剂存储容器内存储有气态冷却剂，且所述冷却剂存储容器和引射器之间的管路上设置有调节阀。

3.如权利要求2所述的一种膜冷却系统，其特征在于，所述气态冷却剂为压缩空气。

4.如权利要求1所述的一种膜冷却系统，其特征在于，所述冷却剂存储容器内存储有液态冷却剂，且所述冷却剂存储容器和引射器之间的管路上设置有增压泵。

5.如权利要求4所述的一种膜冷却系统，其特征在于，所述液态冷却剂为水或氟利昂。

6.如权利要求1到5任一项所述的一种膜冷却系统，其特征在于，所述抽吸孔的位置选择所述飞行器表面大气温度较低的部位。

7.如权利要求1到5任一项所述的一种膜冷却系统，其特征在于，所述膜冷却微孔的位置选择所述飞行器表面大气温度较高的部位。

8.一种利用权利要求1到7任一项所述系统实现的膜冷却方法，其特征在于，该方法包括以下步骤：

1)开启冷却剂存储容器使冷却剂进入引射器，冷却剂作为引射器的工作流体，用于抽吸低压二次流；

2)引射器的二次流来自飞行器外部大气，大气经抽吸孔被抽吸进入引射器，与工作流体在引射器内部混合；

3)混合后的冷却流体从引射器的出口流出后经管路到达飞行器表面上的若干膜冷却微孔，并在飞行器表面形成冷却膜。