CN109110104A - 高超声速飞行器及其前缘热防护结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，包括主体结构面和发散面；发散面固定在主体结构面上；发散面为多个，并且各发散面在主体结构面上间断布置；发散面和主体结构面围成冷却腔，冷却腔的第一端开口，且冷却腔的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；其中，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近冷却腔的第二端，发散面的孔隙率越大。该前缘热防护结构中，发散面为多个，且各发散面中靠近前缘的头部的发散面孔隙率较大，能够使更多冷却剂流过靠近前缘头部的发散面，使冷却剂实现按需分配。本发明还公开一种高超声速飞行器，其应用了上述前缘热防护结构，冷却剂的分配与飞行器前缘各处的需求量匹配，热防护效果好。

Description

高超声速飞行器及其前缘热防护结构

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体地说，涉及一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，还涉及一种高超声速飞行器。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器，具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。

高超声速飞行器的前缘热防护采用发散冷却的方式。请参阅图1，高超声速飞行器在前缘附近形成弓形激波1，激波后温度陡增，发散冷却是利用冷却剂在具有极高比表面积的微孔中的流动进行高效换热，流出微孔后的冷却剂在前缘表面覆盖一层均匀的气膜保护层2，以进一步将激波1后的高温区与前缘本体隔开，具有突出的冷却效果。

但是，高超声速飞行器从前缘向后气动力和气动热剧烈变化，如图2所示，在气动热最高、最需要冷却的滞止区，气动力最大，冷却剂难以流过，导致前缘的头部冷却剂不足、下游冷却剂过量。

另外，发散冷却作为一种主动热防护方式需要额外的冷却剂驱动系统，这将大大增加系统的复杂性和总重量。

综上，如何解决高超声速飞行器中前缘的头部冷却剂不足、下游冷却剂过量的问题，以使冷却剂按需分配，是本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，其发散面为多个，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近前缘的头部，发散面的孔隙率越大，能够使更多冷却剂通过前缘头部处的发散面，使冷却剂实现按需分配。本发明还提供一种高超声速飞行器，其应用了上述前缘热防护结构，冷却剂的分配与飞行器前缘各处的需求量匹配，热防护效果好。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，包括：

主体结构面，

发散面，所述发散面固定在所述主体结构面上；所述发散面为多个，并且各所述发散面在所述主体结构面上间断布置；所述发散面和所述主体结构面围成冷却腔；所述冷却腔的第一端开口，且冷却腔的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；

其中，各所述发散面的孔隙率不同，并且靠近所述冷却腔的第二端的所述发散面的孔隙率较大。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述冷却腔的开口处封堵有盖板。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述盖板上固定有冷却剂输送管，所述冷却剂输送管与所述冷却腔连通。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述冷却剂输送管上设有输送泵，所述输送泵用于将冷却剂输送至所述冷却腔内。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述冷却剂为气态冷却剂或液态冷却剂。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述发散面是耐高温材料制成的多孔材料面。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述发散面为高温合金、陶瓷或金属间化合物制成的多孔材料面。

一种高超声速飞行器，包括前缘热防护结构，所述前缘热防护结构为上述技术方案中任意一项所述的前缘热防护结构。

本发明提供一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，包括主体结构面和发散面；发散面固定在主体结构面上；发散面为多个，并且各发散面在主体结构面上间断布置；发散面和主体结构面围成冷却腔，冷却腔的第一端开口，且冷却腔的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；其中，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近冷却腔的第二端，发散面的孔隙率越大。

本发明提供的前缘热防护结构中，发散面为多个，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近前缘的头部，发散面的孔隙率越大，能够使更多冷却剂流过靠近前缘头部的发散面，使冷却剂实现按需分配，提高高超声速飞行器前缘的热防护效果。

本发明还提供一种高超声速飞行器，其应用了上述前缘热防护结构，冷却剂的分配与飞行器前缘各处的需求量匹配，热防护效果好。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为高超声速环境下飞行器前缘发散冷却的示意图；

图2为高超声速飞行器前缘的气动力和气动热分布示意图；

图3为本发明实施例提供的高超声速飞行器的前缘热防护结构的示意图；

其中，图3中：

第一发散面101；第二发散面102；主体结构面103；盖板104；冷却剂输送管105；冷却腔11。

具体实施方式

本发明实施例公开了一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，其发散面为多个，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近前缘的头部，发散面的孔隙率越大，能够使更多冷却剂通过前缘头部处的发散面，使冷却剂实现按需分配。本发明实施例还公开了一种高超声速飞行器，其应用了上述前缘热防护结构，使冷却剂分配与飞行器前缘各处的需求量匹配，热防护效果好。

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

请参阅图1-图3，本发明实施例提供一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，包括主体结构面103和发散面；发散面固定在主体结构面103上；发散面为多个，并且各发散面在主体结构面103上间断布置；发散面和主体结构面103围成冷却腔11，冷却腔11的第一端开口，且冷却腔11的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；其中，各发散面的孔隙率不同，并且靠近冷却腔11第二端的发散面的孔隙率较大。该防护结构中冷却腔11的第一端和第二端是相对的两个端部；冷却腔11的第二端截面面积小，与整个高超声速飞行器前缘的头部对应，第一端的截面面积大，与整个高超声速飞行器前缘的下游对应。

本发明实施例提供的前缘热防护结构中，发散面为多个，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近前缘的头部，发散面的孔隙率越大，能够使更多冷却剂流过靠近前缘头部的发散面，使冷却剂实现按需分配，提高高超声速飞行器前缘的热防护效果。

同时，本发明实施例提供的前缘热防护结构中，发散面是间断布置的，发散面处由发散冷却吸收大部分的气动热，没有布置发散面的主体结构面处则通过发散冷却形成的气膜覆盖层加以保护，这种间断布置方式将发散冷却和自身的气膜冷却效果相结合，能充分发掘冷却剂的冷却性能，增加有效冷却面积。

上述前缘热防护结构中，冷却腔11的第一端开口处封堵有盖板104。本实施例提供的前缘热防护结构中设置了盖板104，盖板104使冷却剂只能由发散面排出，确保冷却剂充分利用。

具体的，上述盖板104上固定有冷却剂输送管105，冷却剂输送管105与冷却腔11连通。进一步的，冷却剂输送管105上设有输送泵，输送泵用于将冷却剂输送至冷却腔11内。

本实施例提供的前缘热防护结构利用单一泵向冷却腔11内输送冷却剂，无需额外配置复杂的冷却剂驱动系统，简化了冷却剂输送装置的结构，并降低重量。

冷却剂可设置为气态冷却剂，具体可设置为由高超声速飞行器的尾部抽取的冷空气。冷却剂还可设置为液态冷却剂，具体为高超声速飞行器携带的液态冷却剂。本实施例对冷却剂的种类不做限定。

如上前缘热防护结构中，发散面是耐高温材料制成的多孔材料面。具体的，发散面为高温合金、陶瓷或金属间化合物制成的多孔材料面，本实施例对发散面的种类不做限定，其仅需要确保具有较高比表面积的微孔，以便冷却剂在其内流动时进行高效换热即可。

发散面可具体设置为2个，其中，第一发散面101位于冷却腔11的第二端处，第二发散面102位于冷却腔11的中间位置处，上述盖板104位于冷却腔11的第一端处并与主体结构面103固定连接。

应用时，泵驱动冷却剂流经冷却剂输送管105和盖板104后进入冷却腔11，整个冷却腔11为一个单联通域，腔内各处压力几乎相同，由于第一发散面101的多孔材料孔隙率比第二发散面102的多孔材料孔隙率大，即使前缘的头部处气动力大，依然可以做到让更多冷却剂通过位于前缘的头部处的第一发散面101，提高该处的冷却效率；当冷却剂渗出第一发散面101和第二发散面102后，在整个高超声速飞行器的前缘表面形成一层气膜保护层，未被充分使用的冷却剂热沉继续吸热，同时气膜保护层可以将高温热流和前缘表面隔开，从而使未布置发散面的主体结构面103得到冷却和保护。在冷却剂发散冷却及其衍生出的气膜保护层的共同作用下，整个高超声速飞行器的前缘得到充分的热防护。

如上前缘防护结构中，第一发散面101主要覆盖前缘滞止区(即前缘的头部)，第一发散面101和第二发散面102的孔隙率应当根据实际工况要求做相应调整，前缘需要的冷却剂越多，第一发散面101的孔隙率相对第二发散面102越大。

冷却腔11可以做成贴近内壁面的冷却通道，以增加内部的对流冷却效果，进一步提高冷却效率和冷却均匀性。

发散面与主体结构面103的连接方式可采用如螺钉等固定件连接并加以密封，也可以采用特种焊接，如钎焊的方式，还可以直接做成一体化的结构：即先做出全实体的结构本体，再在发散面的位置用激光打孔的方式打一定孔隙率的微孔，或者采用增材制造方式使发散面和主体结构面103直接一体化成型。

本发明实施例提供的前缘热防护结构中，冷却剂由单一的泵驱动，单一冷却剂输送管105供给，由不同孔隙率的多孔材料发散面实现定位和定量分配，避免了为每一发散面设计冷却通道和配置驱动装置，大大简化了冷却系统、减轻了系统重量、降低了制造成本。同时，本实施例提供的前缘热防护结构将发散冷却及其下游的气膜冷却效果相结合，实现了复合冷却，通过合理配置多孔材料特性，实现了冷却剂的高精度供应，能够解决现有技术中单一发散面临的困难，达到更加理想的热防护效果。

本发明还提供一种高超声速飞行器，包括前缘热防护结构，前缘热防护结构为上述技术方案中任意一项所述的前缘热防护结构。

该高超声速飞行器应用了上述实施例提供的前缘热防护结构，冷却剂分配与飞行器前缘的需求量匹配，前缘的热防护效果好。当然，本实施例提供的高超声速飞行器还具有上述实施例提供的有关前缘防护结构的其它效果，在此不再赘述。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (8)

1.一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，其特征在于，包括：

主体结构面，

发散面，所述发散面固定在所述主体结构面上；所述发散面为多个，并且各所述发散面在所述主体结构面上间断布置；所述发散面和所述主体结构面围成冷却腔；所述冷却腔的第一端开口，且冷却腔的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；

其中，各所述发散面的孔隙率不同，并且靠近所述冷却腔的第二端的所述发散面的孔隙率较大。

2.根据权利要求1所述的前缘热防护结构，其特征在于，所述冷却腔的开口处封堵有盖板。

3.根据权利要求2所述的前缘热防护结构，其特征在于，所述盖板上固定有冷却剂输送管，所述冷却剂输送管与所述冷却腔连通。

4.根据权利要求3所述的前缘热防护结构，其特征在于，所述冷却剂输送管上设有输送泵，所述输送泵用于将冷却剂输送至所述冷却腔内。

5.根据权利要求4所述的前缘热防护结构，其特征在于，所述冷却剂为气态冷却剂或液态冷却剂。

6.根据权利要求1所述的前缘热防护结构，其特征在于，所述发散面是耐高温材料制成的多孔材料面。

7.根据权利要求6所述的前缘热防护结构，其特征在于，所述发散面为高温合金、陶瓷或金属间化合物制成的多孔材料面。

8.一种高超声速飞行器，包括前缘热防护结构，其特征在于，所述前缘热防护结构为权利要求1-7任意一项所述的前缘热防护结构。