CN107891970A - 高超声速飞行器气膜冷却用的主动式热防护系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高超声速飞行器的主动式热防护系统，包括冷源存储系统、管路系统、异型孔射流阵列、分流腔及相应的控制系统，其中，液氮经自增压系统增压气化，流入稳压罐，并流经声速管加速后流入飞行器的分流腔中，通过飞行器壁面的射流孔阵列高速喷出，在飞行器壁面形成覆盖在飞行器表面的冷却气膜，达到对飞行器的保护作用。本发明的可显著降低临近空间高超声速飞行器表面温度，利用现有防热材料就可以耐受10马赫以上速度高超声速飞行器的高温。
Description
技术领域
本发明属于航空航天总体系统技术领域，特别涉及一种临近空间高超声速飞行器的主动式热防护系统。
背景技术
随着空天一体化技术发展，临近空间飞行器已成为航空航天技术研究的热点。特别是飞行马赫数大于5的高超声速飞行器已成为世界军事强国战略威慑的杀手锏武器。超高速飞行器在临近空间大气中飞行时，剧烈摩擦产生的气动力、气动热，将会对飞行器产生严重影响。高温“热障”导致结构材料性能下降，内部设备仪器工作异常，严重时会导致飞行器在轨解体。电离气体形成的“黑障”等离子体，会造成通信信号严重衰减，甚至造成信号中断。高速飞行器面临的“热障”和“黑障”和“气动光学”效应是世界性的难题及前沿课题。为实现30分钟到1小时内能全球感知和打击的目标，国内外正在研发10马赫到20马赫的超高飞速行器，传统高温烧蚀和隔热材料的被动防热技术已不能满足解决超高速飞行器“热障”问题的需要。如何解决气动力、气动热的影响已成为超高速飞行器技术发展面临的瓶颈。研究新型减阻、防热技术的需求非常迫切。
气膜主动热防护技术是突破上述技术瓶颈的有效方法，通过在飞行器头部表面形成向尾部流动的高速气膜，将高温自由来流与飞行器壁面分隔开来，且冷却气膜与自由来流进行热交换带走一部分热量，从而达到保护飞行器壁面的作用，可以降低气动热效应，达到减缓“热障”、“黑障”及“气动光学”影响的目的，但如何有效实现主动式的气膜热防护，目前还没有有效的主动热防护系统。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明的目的是提供一种临近空间高超声速飞行器的主动式热防护系统，在超高速飞行器需要热防护的头部表面，利用微加工技术形成一定角度、直径、密度的异型喷口阵列，高压高潜热比工质以一定压力进入喷口阵列，蒸发气化，高速喷出。
本发明的另一目的是提供一种临近空间高超声速飞行器的主动式热防护系统的设计方法，利用流体力学、工程热物理和等离子体理论分析和数值计算方法，计算出高超声速飞行器的驻点温度、和位置、喷口尺寸和数量、冷却工质消耗量等关键参数，完成高超声速飞行器的主动式热防护设计方案。
本发明目的是通过如下技术方案实现的：
本发明的高超声速飞行器的主动式热防护系统，包括冷源存储系统、管路系统、异型孔射流阵列、分流腔及相应的控制系统，其中，冷源存储系统包括液氮储罐、自增压系统及相应阀门，液氮存储在液氮储罐中，并经自增压系统增压气化，经过管路系统流入稳压罐，并流经声速管加速后流入飞行器的分流腔中，通过飞行器壁面的射流孔阵列高速喷出，在飞行器壁面形成覆盖在飞行器表面的冷却气膜，达到对飞行器的保护作用，其特征在于，飞行器壁面的射流孔阵列设置在需要热防护的局部区域上，所述射流孔的入口直径为0.05毫米-2.0毫米，射流孔的形状为圆柱型直孔或者异型孔。
其中，异型孔包括蝶形、簸箕形、喇叭形、月牙孔、哑铃形或扇形。
其中，射流孔阵列中各孔的形状相同或不同。
其中，射流孔的入射角度即射流孔中心线与当地壁面切平面的夹角为20-40度，优选30度。
临近空间高超声速飞行器的主动式热防护系统的设计方法，包括以下步骤：
1)、根据高超飞行器气动外形及飞行参数，飞行参数包括飞行速度、攻角、自由来流压强、温度、密度，计算或用实验手段获得飞行器壁面温度及热流密度分布；根据飞行器壁面材料性能，确定需要热防护的局部区域位置及其面积，并获得其局部总压P0；
2)、根据飞行器特征尺寸大小及需要热防护的局部区域面积大小，确定射流孔入口直径，所述微孔入口直径为0.05毫米-2.0毫米；
3)、根据飞行器需要热防护的局部区域的面积、壁面曲率，确定射流孔的几何形状,所述的微孔形状不限，可以是圆柱型直孔或者异型孔，微孔横截面可以是规则形状或者不规则形状；
4)、根据飞行器需要热防护的局部区域的总压P0，确定射流孔入口处静压，初始值取为20P0，确定入口处射流的设计温度和流动速度，如果冷源选取为氮气，数值为100K和100m/s；
5)、根据飞行器需要热防护的局部区域的壁面曲率，确定射流入射角度即射流孔中心线与当地壁面切平面的夹角，作为一种优选，射流角度为20-40度，沿壁面指向下游；
6)、根据以上设计结果进行单孔设计，在飞行器需要热防护的局部区域温度最高的地方布置若干个射流孔，计算或利用实验手段得到飞行器壁面温度及热流密度分布；
7)、根据飞行器壁面材料所能承受的最高温度乘以安全系数的数值作为判断标准，来判定该数值以下的区域为射流方案的有效作用范围；
8)、根据飞行器需要热防护的局部区域总面积大小，确定射流孔的总数及排列方式，使得飞行器需要热防护的局部区域整体温度(热流密度)降低到判断标准以下；
9、通过计算或利用实验手段得到飞行器壁面温度及热流密度分布，判定温度和热流密度是否满足设计要求，判定的标准与第8步中相同，若不满足设计要求，则重复2)-8)，改变部分射流孔的形状、入口直径、数量、排列方式以及射流压强等射流参数，直至设计方案满足设计要求。
其中，所述实验为风洞实验或飞行实验。
其中，需要热防护的局部区域位置包括飞行器机头、机腹迎风面和机翼前缘；
其中，在设计的开始阶段，所有射流孔采用相同的入口直径及孔形，在整体初步设计方案完成后进行优化迭代设计时，对一些孔的入口直径和孔型做优化修改。
本发明的设计方法完成的热防护方案，可以明显降低临近空间高超声速飞行器表面温度，利用现有防热材料就可以耐受10马赫以上速度高超声速飞行器的高温，解决目前10马赫～20马赫高超声速飞行器防热设计的问题。
附图说明
图1是本发明的高超声速飞行器的主动式热防护系统结构示意图。
图2是本发明一具体实施方式中所用的异型孔实例：Console孔；
图3是本发明一具体实施方式中所用的异型孔实例：扇形孔；
图4是本发明一具体实施方式中所用的异型孔实例：天窗孔；
图5是本发明一具体实施方式中所用的异型孔实例：月牙孔；
图6是本发明一具体实施方式中所用的异型孔实例：心形孔；
图7是本发明一具体实施方式中所用的所用异型孔：簸箕孔；
图8是本发明实例1中多孔布局方案B计算所得壁面热流密度分布曲线；
图9是本发明实例1中多孔布局方案B计算所得壁面温度分布曲线。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步详细说明，但这仅仅是示例性的，并不旨在对本发明的保护范围进行任何限制。以下将结合附图及实施例对本发明做进一步说明，需要指出的是，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。
参见图1，图1显示了本发明的高超声速飞行器的主动式热防护系统结构示意图。其中，本发明的高超声速飞行器的主动式热防护系统包括冷源存储系统、管路系统、异型孔射流阵列、分流腔及相应的控制系统，其中，冷源存储系统包括液氮储罐、自增压系统及相应阀门，液氮存储在液氮储罐中，并经自增压系统增压气化，经过管路系统流入稳压罐，并流经声速管加速后流入飞行器的分流腔中，通过飞行器壁面的射流孔阵列高速喷出，在飞行器壁面形成覆盖在飞行器表面的冷却气膜，达到对飞行器的保护作用，其特征在于，飞行器壁面的射流孔阵列设置在需要热防护的局部区域上，所述射流孔的入口直径为1.0毫米，射流孔的形状为异型孔。
在一具体的实施方式中，异形孔为Console孔(如图2所示)、扇形孔(如图3所示)；天窗孔(如图4所示)；月牙孔(如图5所示)；心形孔(如图6所示)；簸箕孔(如图7所示)；
实施例1
本实施例中，异形孔的形状为簸箕孔，高超声速飞行器飞行高度为50km，飞行速度为15Ma，截取球头锥部分进行设计。
1、计算获得飞行器壁面温度及热流密度分布。在本例中，计算得到的驻点热流密度为787.9kW/m2，驻点温度为3430K，驻点总压P0＝25756Pa。考虑到壁面材料承受热载荷的能力，取飞行器壁面承受热流密度100kW/m2以上的区域为需要主动热防护的区域。
2、根据飞行器特征尺寸大小及需要热防护的局部区域面积大小，通过分析计算，确定射流孔入口直径为0.5mm和1mm，。理论计算表明，在总的入口面积一定时，射流孔个数越多，气膜冷却效果越好(例如采用4个入口直径0.5mm的射流孔，比采用1个入口直径1mm的孔冷却效果好)。故在工艺条件允许的情况下，优先选用小孔效果较好。
3、根据飞行器需要热防护的局部区域的面积、壁面曲率等因素，确定射流孔的几何形状。由于球头锥的驻点处轴对称，故驻点处选用扩张型喇叭孔。在非驻点处，为使射流向横向流动，加大射流横向覆盖面积，选用如图7所示的簸箕孔。理论计算表明，当微孔为异型孔时有利于喷射出的冷源覆盖在飞行器壁面形成气膜，可以用较少的微孔实现优越的冷却效果，在提高气膜的冷却效果同时更好地保障结构强度。
4、在初始设计阶段，为简化设计过程，可对所有射流孔采用相同的入口直径及孔型。在整体初步设计方案完成后进行优化迭代设计时，可对一些孔的入口直径和孔型做优化修改。
5、根据飞行器需要热防护的局部区域的总压P0，确定射流孔入口处静压，初始值一般取为20P0＝0.515MPa，取整为0.5MPa。确定入口处射流的设计温度和流动速度。如果冷源选取为氮气，推荐值为100K和100m/s。
6、根据飞行器需要热防护的局部区域的壁面曲率，确定射流入射角度(即射流孔中心线与当地壁面切平面的夹角)。作为一种优选，射流角度为30度(沿壁面指向下游)。
7、根据2-6步的设计结果进行单孔设计，确定射流孔入口直径为0.5mm，入口静压为0.5MPa，选用扩张角为30度的渐扩型喇叭孔。计算得到飞行器壁面温度及热流密度分布。
8、确定第7步中射流方案的有效作用范围。判定的标准为飞行器壁面材料所能承受的最大热流密度乘以一个安全系数。本例中，飞行器壁面材料所能承受的最高热流密度为100kW/m2，安全系数取为1，则射流孔附近温度为100kW/m2×1＝100kW/m2以下的区域判定为射流方案的有效作用范围。
9、根据7-8步的结果及飞行器需要热防护的局部区域总面积大小进行多孔布局设计，确定射流孔的总数及排列方式。设计目标是使飞行器需要热防护的局部区域整体温度(热流密度)降低到所给标准以下。采用两种布局方案。方案A共布置7个孔，头部驻点处布置入口直径为1mm的渐扩孔，周边等距布置6个入口直径1mm的异型孔，异型孔轴线与头部轴线夹角为15度。方案B共布置13个孔，头部驻点处布置入口直径为0.5mm的渐扩孔，周边等距布置13个入口直径0.5mm的异型孔，异型孔轴线与头部轴线夹角为12度。
10、对第9步中的设计方案，计算得到飞行器壁面温度及热流密度分布。
11、根据9-10步中的设计方案及结果，判定设计方案是否满足设计要求，判定的标准与第8步中相同。多孔布局方案A射流孔间距过大，孔间隙处热流密度过大。多孔布局方案B(射流压力0.5MPa)满足设计要求。图8、9为射流方案B(0.5MPa)壁面热流密度及温度分布曲线与无射流时以及单孔射流的比较。
12、对高超声速飞行器主动式防热系统射流方案的强度进行校核。计算飞行器结构热应力并进行强度校核。
针对飞行高度为50km、飞行速度为15Ma的高超声速飞行器，经过合理的射流孔形状、布局设计，射流压力、射流角度设计等，能使得射流在飞行器壁面的覆盖范围达到非常大；采用多微孔喷流，消耗的总的氮气流量8.9g/s，可将壁面温度降低至1600K以下，壁面热流密度降低了约90％，热流密度从787.9kW/m2降低到100kW/m2以下。总体而言，该多微孔射流方案是非常成功的。
孔型包括但不限于附图中所列几种孔型。理论计算表明，当微孔为异型孔时有利于喷射出的冷源覆盖在飞行器壁面形成气膜，可以用较少的微孔实现优越的冷却效果，在提高气膜的冷却效果同时更好地保障结构强度。
以飞行高度为50km、飞行速度为15Ma的高超声速飞行器为例，经过合理的射流孔形状、布局设计，射流压力、射流角度设计等，能使得射流在飞行器壁面的覆盖范围达到非常大，将壁面温度降低至1600K以下，壁面热流密度降低了约90％，热流密度从787.9kW/m2降低到100kW/m2以下。
以上所述的实施例对本发明的技术方案进行了详细说明，应理解的是以上所述仅为本发明的具体实施例，并不用于限制本发明，凡在本发明的原则范围内所做的任何修改、补充或类似方式替代等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.高超声速飞行器的主动式热防护系统，包括冷源存储系统、管路系统、异型孔射流阵列、分流腔及相应的控制系统，其中，冷源存储系统包括液氮储罐、自增压系统及相应阀门，液氮存储在液氮储罐中，并经自增压系统增压气化，经过管路系统流入稳压罐，并流经声速管加速后流入飞行器的分流腔中，通过飞行器壁面的射流孔阵列高速喷出，在飞行器壁面形成覆盖在飞行器表面的冷却气膜，达到对飞行器的保护作用，其特征在于，飞行器壁面的射流孔阵列设置在需要热防护的局部区域上，所述射流孔的入口直径为0.05毫米-2.0毫米，射流孔的形状为圆柱型直孔或者异型孔。
2.如权利要求1所述的主动式热防护系统，其中，异型孔包括蝶形、簸箕形、喇叭形、月牙孔、哑铃形或扇形。
3.如权利要求1所述的主动式热防护系统，其中，射流孔阵列中各孔的形状相同或不同。
4.如权利要求1-3任一项所述的主动式热防护系统，其中，射流孔的入射角度即射流孔中心线与当地壁面切平面的夹角为20-40度，优选30度。
5.一种临近空间高超声速飞行器的主动式热防护系统的设计方法，包括以下步骤：
1)、根据高超飞行器气动外形及飞行参数，飞行参数包括飞行速度、攻角、自由来流压强、温度、密度，计算或用实验手段获得飞行器壁面温度及热流密度分布；根据飞行器壁面材料性能，确定需要热防护的局部区域位置及其面积，并获得其局部总压P0；
2)、根据飞行器特征尺寸大小及需要热防护的局部区域面积大小，确定射流孔入口直径，所述微孔入口直径为0.05毫米-2.0毫米；
3)、根据飞行器需要热防护的局部区域的面积、壁面曲率，确定射流孔的几何形状,所述的微孔形状不限，可以是圆柱型直孔或者异型孔，微孔横截面可以是规则形状或者不规则形状；
4)、根据飞行器需要热防护的局部区域的总压P0，确定射流孔入口处静压，初始值取为20P0，确定入口处射流的设计温度和流动速度，如果冷源选取为氮气，数值为100K和100m/s；
5)、根据飞行器需要热防护的局部区域的壁面曲率，确定射流入射角度即射流孔中心线与当地壁面切平面的夹角，作为一种优选，射流角度为20-40度，沿壁面指向下游；
6)、根据以上设计结果进行单孔设计，在飞行器需要热防护的局部区域温度最高的地方布置若干个射流孔，计算或利用实验手段得到飞行器壁面温度及热流密度分布；
7)、根据飞行器壁面材料所能承受的最高温度乘以安全系数的数值作为判断标准，来判定该数值以下的区域为射流方案的有效作用范围；
8)、根据飞行器需要热防护的局部区域总面积大小，确定射流孔的总数及排列方式，使得飞行器需要热防护的局部区域整体温度(热流密度)降低到判断标准以下；
9)、通过计算或利用实验手段得到飞行器壁面温度及热流密度分布，判定温度和热流密度是否满足设计要求，判定的标准与第8步中相同，若不满足设计要求，则重复2)-8)，改变部分射流孔的形状、入口直径、数量、排列方式以及射流压强，直至设计方案满足设计要求。
6.如权利要求5所述的设计方法，其中，所述实验为风洞实验或飞行实验。
7.如权利要求5所述的设计方法，其中，需要热防护的局部区域位置包括飞行器机头、机腹迎风面和机翼前缘。
8.如权利要求5所述的设计方法，其中，在设计的开始阶段，所有射流孔采用相同的入口直径及孔形，在整体初步设计方案完成后进行优化迭代。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20180410 |