CN107914862B - 一种全主动冷却高超声速飞行器 - Google Patents

一种全主动冷却高超声速飞行器 Download PDF

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Abstract

一种全主动冷却高超声速飞行器，包括：发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘、发汗冷却舵前缘、再生冷却舵面、再生冷却迎风面，飞行器背风面；发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘和发汗冷却舵前缘设有多孔结构，内部存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面；再生冷却舵面和再生冷却迎风面采用再生冷却方式分别对飞行器的舵面和迎风面进行冷却，利用飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。

Description

一种全主动冷却高超声速飞行器
技术领域
本发明涉及一种全主动冷却高超声速飞行器，尤其涉及一种新型热防护模式的高超声速飞行器结构，属于高超声速飞行器领域技术领域。
背景技术
当飞行器以高超声速在大气层中飞行时，飞行器周围的空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，空气的温度升高并传输到飞行器表面，这种现象成为气动加热。随着飞行马赫数增加，气动加热也更趋严重，尤其是高超声速飞行器的端头、翼、舵前缘等部位是受气动加热最为严酷的部位，最高热流可达20-30MW/m2，表面温度最高可达3000℃以上。为了保护超高声速飞行器(大于5倍声速)不被气动热产生的高温破坏，并阻止热量向飞行器内部传输，目前应用最广泛的是烧蚀式热防护方法，即在高超声速飞行器的外表面采用烧蚀式防隔热材料。其原理是利用防热材料的相变吸热和质量交换来达到防热目的，所选的防热材料一般具有较高的相变热和较低的热导率，目前常用的防隔热材料有硅基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料等。这些材料在吸收大量气动热量后，由固态变成液态或气态在相变过程中吸热，并随材料的流失而把热量带走，从而保护飞行器内部承力的金属结构的温度和舱内温度满足正常工作温度环境条件。除了烧蚀式防隔热方法还有辐射式、热沉式防隔热方法，这两种方法不适用与长时间飞行的高超声速飞行器，目前应用较少，这些防隔热方法统称为被动式防隔热方法。
被动式防隔热结构虽然在高超声速飞行器领域应用广泛但仍存在以下几方面不足和局限：
(1)由于非金属的热膨胀率与金属的热膨胀率相差很大，在飞行器受热情况下非金属防隔热层与金属舱体之间普遍存在的热变形量不一致而导致的结构不匹配问题，通称为热匹配问题，这给飞行器设计带来很多工作量，其中包括大量的热匹配考核验证试验。
(2)在超高速飞行状态下(大于10倍声速)，飞行器端头、舵、翼前缘温度(大于3000℃)将超过传统防隔热材料的许用温度，这些部位将发生烧蚀。飞行器端头、舵、翼前缘做为飞行器关键的气动外形部件发生烧蚀后退或变形，将使得飞行器飞行控制精度下降，气动外形发生烧蚀变形的飞行器也无法重复使用。
(3)由于受到防隔热材料应用热环境适应性的限制，传统被动式热防护高超声速飞行器的飞行弹道较为固定，因此其作战任务的适用范围也较窄。
(4)与金属材料相比，传统非金属防隔热产品易吸潮变形，产品不利于长时间存储，并且非金属防隔热材料的力学性能强度较低，在吊装运输过程中易发生磕碰破坏。
(5)大部分非金属复合材料在生产、试验过程中存在污染，尤其是在热试验过程中非金属材料不完全燃烧产生有害气体对环境造成较严重的污染。
发明内容
本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种全主动冷却高超声速飞行器，利用再生冷却、发汗冷却技术设计一种全主动冷却高超声速飞行器的需冷却部位，飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。
本发明解决的技术方案为：一种全主动冷却高超声速飞行器，包括：机身、机翼和尾舵，机身设有发汗冷却端头(1)、机翼设有发汗冷却翼前缘(2)、尾舵设有发汗冷却舵前缘(3)；尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却；发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)为多孔结构，飞行器内存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，飞行器内液态冷却介质升温后以气态的形式流出多孔结构外表面，在飞行器外表面形成一层气膜。
再生冷却方式为在尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构，冷却介质在通道内部流动换热，使换热升温后的冷却介质流入发汗冷却部件内，包括发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)，用于端头、翼前缘、舵前缘部位的发汗冷却。
尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却后使舵面(4)和机身的迎风面(5)采用的材质温度降至材料许用温度内。
发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)优选的材料为高温合金多孔材料。
多孔结构材料为高温合金多孔材料。
多孔结构的孔隙率优选为0.2～0.4，多孔结构上的孔直径优选为5μm～30μm。
端头(1)、翼前缘(2)、舵前缘(3)的多孔结构通过管路与舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构连通。
高超声速飞行器的背风面(6)不采用冷却方式对其进行冷却。
液态冷却介质选取流动性好、汽化潜热大的流体。
冷却介质的用量与高超声速飞行器的飞行状态和飞行器的结构面积匹配。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)由于没有外部非金属防隔热层，从根本上规避了传统高超声速飞行器非金属防隔热层与金属舱体之间的热结构热匹配问题。
(2)利用发汗冷却技术的可将飞行器端头、舵、翼前缘等高热流部位的表面温度降低至金属材料许用温度，保证飞行器的气动外形不发生烧蚀，从而保证飞行器飞行姿态轨道控制精度，亦可满足飞行器的重复使用要求。
(3)利用发汗冷却技术即冷却介质从飞行器外表面均匀流出，在飞行器外表面形成一薄层气膜，可阻隔气动加热，并且减小飞行阻力，提高飞行器的升阻比。在具有相同的动力或初始速度的情况下，全主动冷却高超声速飞行器的飞行距离更远。
(4)主动防热飞行器可通过调整冷却剂用量来适应高、中、低飞行热环境，因此其适用飞行弹道和作战任务的范围更广泛、更灵活。
(5)与传统高超声速飞行器相比，全主动冷却高超声速飞行器具有更好的可存储性和可维护性。
(6)与传统高超声速飞行器相比，全主动冷却高超声速飞行器在生产、试验过程中无有害气体产生，更清洁环保。
附图说明
图1为本发明一种全主动冷却高超声速飞行器冷却方式分布侧视示意图；
图2为本发明一种全主动冷却高超声速飞行器冷却方式分布顶视示意图；
图3为某高超声速飞行器端头、舵翼前缘的半径尺寸与飞行阻力系数和热环境热流值的比例关系情况。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于包括：发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘、发汗冷却舵前缘、再生冷却舵面、再生冷却迎风面，飞行器背风面；发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘和发汗冷却舵前缘设有多孔结构，内部存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面；再生冷却舵面和再生冷却迎风面采用再生冷却方式分别对飞行器的舵面和迎风面进行冷却，利用飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。
本发明的一种全主动冷却高超声速飞行器，包括机身、机翼、尾舵；机翼位于机身两侧，尾舵位于机身尾部，机身头部为端头(即头锥)，底部为迎风面，上部为背风面；高超声速飞行器优选在临近空间(海拔高度在20km～100km范围内的空间)飞行，飞行速度大于5Ma，飞行攻角优选为0～10；为了适应高超声速飞行，减小飞行器飞行阻力，飞行器一般为扁平梭形，飞行器端头、舵前缘、翼前缘半径优选不大于40mm。
优选方案为：首先计算在没有发汗冷却时高超声速飞行器在飞行过程中受到气动加热的表面热流量，可由式(1)计算：
qw＝ρNvMC (1)
上式中
qw——表面热流密度(W/cm2)
ρ——高空自由流密度(kg/m3)
v——飞行器速度(m/s)
其他参数N、M、C与飞行器结构和飞行状态有关：
对于端头驻点：
M＝3，N＝0.5，C＝1.83×10-8R-1/2(1-hw/h0)
对于层流平板：
M＝3.2，N＝0.5，C＝2.53×10-9(cosφ)1/2(sinφ)X-1/2(1-hw/h0)
对于湍流平板：
N＝0.8，
优选当v≤3962m/s时
Figure BDA0001474090330000051
优选当v>3962m/s时
M＝3.7，C＝2.2×10-9(cosφ)2.08(sinφ)1.6X-1/5(1-1.11hw/h0)
在没有发汗冷却时高超声速飞行器表面摩擦阻力可由式(2)计算：
Figure BDA0001474090330000061
当有发汗冷却时，发汗冷却出流对气动加热有热阻隔效应，设其热阻隔效应系数为kq；同时，飞行器的气动摩擦阻力也会降低，设其摩擦阻力影响系数为kτ，这两个系数主要与发汗冷却的吹风比F和发汗冷却剂物性相关，可由式(3)、式(4)、式(5)计算：
Figure BDA0001474090330000062
Figure BDA0001474090330000063
Figure BDA0001474090330000064
上式中，ρc、vc为冷却剂出流密度和速度，Cf为无发汗冷却情况下的流体摩擦阻力系数，St为无发汗冷却情况下的流体换热无量纲参数斯坦顿数，对于km，水的km可取1.5～1.8，酒精的km可取0.5～0.7，如果是两者的混合物则取混合物各物质的摩尔质量加权平均值。
对于多孔介质内的流动换热，可按多孔介质内的流动换热能量方程式(6)和动量方程式(7)，通过CFD数值仿真方法进行计算。
Figure BDA0001474090330000065
Figure BDA0001474090330000066
在高空飞行时，由于飞行压力低容易导致冷却剂凝固结冰，为了提高冷却介质的结冰温度，可在水冷却介质中参入酒精，参入部分酒精也可增强冷却剂在多孔介质内的渗流特性，但由于酒精的汽化潜热量比水小，且在大气中有助燃特性，酒精参入量不宜过多，冷却介质中酒精含量的质量分数取20％～50％为宜。
由于飞行器表面有多孔材料结构，长期停放的飞行器的表面应做防尘防水包覆，飞行器的存储环境应作除尘处理。冷却介质在储箱内存储时间不宜过长，最长优选不超过30天，超过30天应对储箱内的冷却介质按设计要求进行更换。对于长期停放的飞行器(大于7天)，飞行前应检查储箱内冷却介质的容量和压力，使其状态满足设计状态要求。
对于多孔材料厚度的设计应统筹考虑飞行器的热环境、发汗冷却效果、飞行器结构强度和重量。例如，在热环境较高的部位(如端头驻点、舵翼前缘驻点)多孔材料厚度优选取2～4mm，对于其他部位多孔材料厚度优选取5～10mm，多孔材料厚度优选大于20mm。
高超声速飞行器的飞行阻力大小与端头、舵翼前缘的半径尺寸存在正比关系，其热环境热流值与端头、舵翼前缘半径的平方根值成反比，图3为某Ma＝8高超声速飞行器端头、舵翼前缘的半径尺寸与飞行阻力系数和热环境热流值的比例关系情况。传统高超声速飞行器受到飞行热环境的制约，其端头、舵翼前缘半径优选不小于10mm，若采用全主动冷却高超声速飞行器设计技术可将其端头、舵翼前缘半径优选减少至5mm，使其端头、舵翼前缘所产生的飞行阻力可减小为原来的一半。
举例说明全主动冷却飞行器的升阻比、航程提升效果：
以某传统高超声速为例，传统高超声速飞行器：飞行器总重量2000kg，传统防隔热层质量约占30％，即600kg，飞行速度5000m/s，飞行高度40km，飞行时间1000s，飞行距离5000km。
全主动冷却高超声速飞行器优选为：飞行器总重量2000kg，无防隔热层，携带与防隔热层相同重量的冷却介质600kg，飞行速度5000m/s，飞行高度40km，经热分析约需0.4kg/s的冷却剂消耗量可满足热防护需求，冷却剂供给时间为1500s。飞行器表面的发汗冷却吹风比F约为0.1％，一般在0.1％的吹风比下对磨阻系数和换热系数影响因子大约为0.4～0.8，可取0.6，即飞行环境热流和飞行阻力均减小40％。在与传统飞行器相同的飞行初速或飞行动力情况下飞行距离可增长约60％，飞行时间增长约60％，综合冷却剂供给时间，采用全主动冷却飞行器设计方法飞行距离可增大至7500km。
如图1和图2所述，本发明一种全主动冷却高超声速飞行器冷却方式分布示意图，其中包括发汗冷却端头1、发汗冷却翼前缘2、发汗冷却舵前缘3、再生冷却舵面4、再生冷却迎风面5，飞行器背风面6。
高超声速飞行器的端头是整个飞行器热环境最恶劣的部位，可采用发汗冷却技术对其进行冷却，使其温度降至高温合金材料许用温度内。端头材料为高温合金多孔材料，多孔材料的孔隙率为0.2～0.4，微孔直径为5μm～30μm。液态冷却介质由飞行器内部向外供给，流经多孔结构与高温多孔材料换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面。
高超声速飞行器的舵、翼前缘的热环境也较为恶劣，可采用发汗冷却技术对其进行冷却，使其温度降至高温合金材料许用温度内。舵、翼前缘结构材料为高温合金多孔材料，多孔材料的孔隙率为0.2～0.4，微孔直径为5μm～30μm。
高超声速飞行器的舵面4和迎风面5可采用再生冷却方式对其进行冷却，使其表面温度降至高温合金材料许用温度内。再生冷却的结构形式为带肋通道的夹层结构。冷却介质在通道内部流动换热，升温后使其流入发汗冷却部件，用于端头、舵、翼前缘等部位的发汗冷却，然后流出飞行器外表面。
高超声速飞行器的背风面6热环境一般不高，不需要采用冷却方式对其进行冷却。
发汗冷却剂的选取一般选用流动性较好、汽化潜热较大的流体，如水或水和酒精的混合物。冷却介质的用量与高超声速飞行器的飞行状态和飞行器的结构面积有关，一般在飞行器以10Ma速度飞行时，需要的冷却介质流量约为50～100g/(s·m2)。冷却介质用储箱储存在飞行器内部，在飞行过程中由供给系统供应给需要冷却的部位，供给系统的压力一般为1～3MPa为宜。
本发明由于没有外部非金属防隔热层，从根本上规避了传统高超声速飞行器非金属防隔热层与金属舱体之间的热结构热匹配问题，利用发汗冷却技术的可将飞行器端头、舵、翼前缘等高热流部位的表面温度降低至金属材料许用温度，保证飞行器的气动外形不发生烧蚀，从而保证飞行器飞行姿态轨道控制精度，亦可满足飞行器的重复使用要求，利用发汗冷却技术即冷却介质从飞行器外表面均匀流出，在飞行器外表面形成一薄层气膜，可阻隔气动加热，并且减小飞行阻力，提高飞行器的升阻比。在具有相同的动力或初始速度的情况下，全主动冷却高超声速飞行器的飞行距离更远。
本发明主动防热飞行器可通过调整冷却剂用量来适应高、中、低飞行热环境，因此其适用飞行弹道和作战任务的范围更广泛、更灵活，与传统高超声速飞行器相比，全主动冷却高超声速飞行器具有更好的可存储性和可维护性，全主动冷却高超声速飞行器在生产、试验过程中无有害气体产生，更清洁环保。

Claims (1)

1.一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于包括：机身、机翼和尾舵，机身设有发汗冷却端头(1)、机翼设有发汗冷却翼前缘(2)、尾舵设有发汗冷却舵前缘(3)；尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却；发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)为多孔结构，飞行器内存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，飞行器内液态冷却介质升温后以气态的形式流出多孔结构外表面，在飞行器外表面形成一层气膜；
再生冷却方式为在尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构，冷却介质在通道内部流动换热，使换热升温后的冷却介质流入发汗冷却部件内，包括发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)，用于端头、翼前缘、舵前缘部位的发汗冷却；
尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却后使舵面(4)和机身的迎风面(5)采用的材质温度降至材料许用温度内；
发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)材料为高温合金多孔材料；
多孔结构材料为高温合金多孔材料；
多孔结构的孔隙率为0.2～0.4，多孔结构上的孔直径为5μm～30μm；
端头(1)、翼前缘(2)、舵前缘(3)的多孔结构通过管路与舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构连通；
高超声速飞行器的背风面(6)不采用冷却方式对其进行冷却；
液态冷却介质选取流动性好、汽化潜热大的流体；
冷却介质的用量与高超声速飞行器的飞行状态和飞行器的结构面积匹配；
高超声速飞行器在临近空间，即海拔高度在20km～100km范围内的空间飞行，飞行速度大于5Ma，飞行攻角为0～10°；为了适应高超声速飞行，减小飞行器飞行阻力，飞行器为扁平梭形，飞行器端头、舵前缘、翼前缘半径不大于40mm；
计算在没有发汗冷却时高超声速飞行器在飞行过程中受到气动加热的表面热流量，可由式(1)计算：
qw＝ρNvMC (1)
上式中
qw——表面热流密度(W/cm2)
ρ——高空自由流密度(kg/m3)
v——飞行器速度(m/s)
其他参数N、M、C与飞行器结构和飞行状态有关：
对于端头驻点：
M＝3，N＝0.5，C＝1.83×10-8R-1/2(1-hw/h0)
对于层流平板：
M＝3.2，N＝0.5，C＝2.53×10-9(cosφ)1/2(sinφ)X-1/2(1-hw/h0)
对于湍流平板：
N＝0.8，
当v≤3962m/s时
M＝3.37，
Figure FDA0002565231120000021
当v>3962m/s时
M＝3.7，C＝2.2×10-9(cosφ)2.08(sinφ)1.6X-1/5(1-1.11hw/h0)
在没有发汗冷却时高超声速飞行器表面摩擦阻力可由式(2)计算：
Figure FDA0002565231120000022
当有发汗冷却时，发汗冷却出流对气动加热有热阻隔效应，设其热阻隔效应系数为kq；同时，飞行器的气动摩擦阻力也会降低，设其摩擦阻力影响系数为kτ，这两个系数主要与发汗冷却的吹风比F和发汗冷却剂物性相关，可由式(3)、式(4)、式(5)计算：
Figure FDA0002565231120000031
Figure FDA0002565231120000032
Figure FDA0002565231120000033
上式中，ρc、vc为冷却剂出流密度和速度，Cf为无发汗冷却情况下的流体摩擦阻力系数，St为无发汗冷却情况下的流体换热无量纲参数斯坦顿数，对于km，水的km可取1.5～1.8，酒精的km可取0.5～0.7，如果是两者的混合物则取混合物各物质的摩尔质量加权平均值；
对于多孔介质内的流动换热，可按多孔介质内的流动换热能量方程式(6)和动量方程式(7)，通过CFD数值仿真方法进行计算；
Figure FDA0002565231120000034
Figure FDA0002565231120000035
在高空飞行时，由于飞行压力低容易导致冷却剂凝固结冰，为了提高冷却介质的结冰温度，在水冷却介质中参入酒精，参入部分酒精也可增强冷却剂在多孔介质内的渗流特性，但由于酒精的汽化潜热量比水小，且在大气中有助燃特性，酒精参入量不宜过多，冷却介质中酒精含量的质量分数取20％～50％；
由于飞行器表面有多孔材料结构，长期停放的飞行器的表面应做防尘防水包覆，飞行器的存储环境应作除尘处理；冷却介质在储箱内存储时间不宜过长，最长不超过30天，超过30天应对储箱内的冷却介质按设计要求进行更换；对于大于7天停放的飞行器，飞行前应检查储箱内冷却介质的容量和压力，使其状态满足设计状态要求；
对于多孔材料厚度的设计应统筹考虑飞行器的热环境、发汗冷却效果、飞行器结构强度和重量，在端头驻点、舵翼前缘驻点，多孔材料厚度取2～4mm，对于其他部位多孔材料厚度取5～10mm；
对于Ma＝8的高超声速飞行器，采用全主动冷却高超声速飞行器设计将其端头、舵翼前缘半径能够减少至5mm，使其端头、舵翼前缘所产生的飞行阻力可减小为原来的一半。
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