CN109334974B - 一种控流型冲击发汗冷却头锥 - Google Patents

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Abstract

一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。本发明利用发汗冷却和冲击冷却原理，降低飞行器头锥部位温度，使其不产生烧蚀变形，满足飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。

Description

一种控流型冲击发汗冷却头锥
技术领域
本发明涉及一种控流型冲击发汗冷却头锥，属于高超声速飞行器结构技术领域。
背景技术
飞行器在大气层内高超声速飞行时产生气动加热现象，使得飞行器表面产生高温。飞行器头锥、翼、舵前缘等部位是高超声速飞行器受气动加热最为严酷的部位，当飞行速度高于10马赫时，端头驻点热流可达10～20MW/m2，飞行器头锥驻点温度可达3000℃以上。
为了克服高温环境对飞行器的影响，目前飞行器头锥等高热部位通常采用耐烧蚀材料。耐烧蚀的碳基材料，烧蚀速率低，力学性能好，是目前长时间飞行的高超声速飞行器首选材料，主要有：低烧蚀碳/碳复合材料，碳/碳化硅复合材料，碳/石英复合材料等。
发汗冷却头锥是通过采用发汗冷却技术降低头锥温度，使得头锥在高热流环境下不被烧蚀，满足环境使用要求。发汗冷却技术是一种仿生学冷却技术，冷却剂通常为一种具有较大相变潜热的液体，如水。冷却剂从多孔结构内部流入，在多孔结构内流动时吸收多孔结构的热量；在多孔结构表面流出，并在表面形成一层隔热膜，阻隔外部热流侵袭。
由于高超声速飞行器头锥驻点部位热流大小与头锥尺寸半径的平方根成反比，即锥头半径越小，头锥驻点热流越大，因此对于烧蚀式头锥的锥头半径不宜小于R20mm。头锥、前缘等气动部件迎风尺寸大，使得飞行器阻力大，限制了飞行距离。另外，烧蚀式头锥在飞行过程中产生烧蚀变形，从而影响飞行器的飞行控制精度。并且长时间飞行环境下传统飞行器端头隔热性能较差，带来端头后段与低温金属连接结构的热匹配和隔热问题。目前被广泛采用的碳-碳类(C-C、SiC等)端头，其材料的制造周期较长，仅材料制备周期就长达半年时间，并且材料的价格非常昂贵，其单位质量价格堪比黄金，这使得飞行器制造的成本和周期都大大增加。
对于发汗式头锥，当冷却剂流量分配不均时，会产生传热恶化的问题，使得发汗式端头的技术可靠性大大降低，发汗系统的任何一点故障或设计上的偏离变化，就会引气端头表面熔化破坏，进而导致有点至面的大面积烧蚀破坏。尤其是发汗头锥的锥头部位，由于热环境高，冷却剂供给量不充分容易发生烧蚀破坏。如果加大冷却剂供给，又会因为需要携带太多的冷却剂而不满足飞行器总体性能指标要求。因此，作为防热途径之一的发汗冷却方案，但由于技术难度大、冷却剂用量不经济、可靠性低等原因，目前还未在任何高超声速飞行器上获得实际应用。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种控流型冲击发汗冷却头锥，解决了现有技术中发汗式头锥的锥头部位发汗冷却能力不足的问题，本发明提高了冷却剂的利用率，降低冷却剂用量。
本发明的技术方案是：
一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥，控流锥芯；
多孔头锥为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯为圆锥，所述控流锥芯插入所述多孔头锥的锥形盲孔，所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯的大端连接飞行器下游舱段。
所述控流锥芯头部和多孔头锥锥形盲孔的底部之间形成的空腔，沿轴线方向的长度取值范围为3～8mm。
所述控流锥芯的圆锥壁与多孔头锥的锥形盲孔内壁尺寸配合，所述控流锥芯的圆锥壁上沿轴线方向开有多条凹槽，所述凹槽沿控流锥芯的圆锥壁的周向均布，所述从控流锥芯小端的流出的冷却剂流入所述凹槽。
所述控流锥芯凹槽的槽宽的取值范围不大于5mm，槽深的取值范围不大于2mm；所述控流锥芯上凹槽的个数取值范围为10～20个。
所述多孔头锥的头部为球头，所述球头半径的取值范围为RS5mm～RS10mm，球头壁厚的取值范围为2mm～5mm。
所述控流锥芯的通孔为阶梯孔，所述阶梯孔的孔径由控流锥芯的大端至小端依次减小，每段孔的长度和孔径比不大于100：1，所述孔径最小的阶梯孔的孔径取值范围为1mm～2mm，所述孔径最小的阶梯孔的长度不小于20mm。
所述多孔头锥的材料为高温合金多孔材料，采用粉末烧结工艺成型；所述控流锥芯的材料为高导热率金属。
所述多孔头锥的材料牌号为GH4169、GH230、GH22、GH30之一；所述控流锥芯的材料为钨铜合金、钨镍铁合金、铜合金之一。
一种控流型冲击发汗冷却头锥，还包括连接环，所述连接环的材料为高温合金或不锈钢实体材料；所述连接环为开有通孔的阶梯轴，所述多孔头锥的大端端面与连接环的端面采用电子束焊接工艺固定；控流锥芯穿过连接环的通孔插入所述多孔头锥的锥形盲孔内；所述控流锥芯与所述连接环通孔内壁采用电子束焊接工艺固定。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明的发汗冷却头锥外表层采用导热率低、特征颗粒直径小、孔隙率小的耐高温合金属多孔材料，耐高温多孔材料可提高端头表面耐高温性；导热率低的多孔材料可提高端头表面的隔热性能、增大温度梯度、降低内部温度；采用特征颗粒直径小、孔隙率小的多孔材料可增加发汗冷却剂在外表层内的流动阻力，从而增加发汗冷却剂在多孔介质内流动的均匀性，防止由于两相流动不均匀导致的传热恶化问题的发生；
(2)本发明包括渗流冷却和冲击冷却，发汗冷却头锥内部为控流锥芯，控流锥芯的主要功能为控制冷却剂流通路径和满足发汗头锥各位置处的发汗冷却剂流量供给需求。通过该控流装置使得头锥热环境高的部位获得更多冷却剂，热环境较低部位冷却剂较少。通过采用控流锥芯装置使得大部分冷却剂从头锥前端流出，流出的冷却剂可在头锥外表面和下游形成气膜，从而屏蔽热侵袭，可将头锥下游热流密度降至原来的1/2，进而提高冷却剂利用率，可将冷却剂用量减少至原来的1/2；控流锥芯的中心带有冲击冷却孔，冷却剂由控流锥芯中心孔流出对准头锥热环境最高的锥头部位进行冲击冷却，控流锥芯的冲击冷却功能是发汗冷却的有益补充，增强了该部位的冷却能力；
(4)本发明控流锥芯为高导热率金属材料，当外锥面局部部位发生发汗冷却传热恶化情况时，锥芯的高导热功能分担局部冷却能力不足问题，防止外表面局部温度过高，使得整个头锥的温度分布趋于均匀，从而增强发汗头锥的冷却能力可靠性，并且减小发汗头锥的热变形；
(5)本发明发汗冷却头锥的冷却剂输送端，可始终保持常温(即冷却剂供给温度)，从而解决了传统飞行器端头长时间飞行的隔热问题，由于去除了端头与下游舱体之间的非金属隔热垫，与传统端头与舱段隔热连接结构相比发汗冷却头锥的连接结构刚强度明显增强；
(6)由于发汗冷却头锥采用常规金属材料制作，与目前高超声速飞行器常用的碳基类复合材料头锥相比，本发汗冷却头锥制造成本可降低为原来的1/10，生产周期也可缩短至原来的1/3。
附图说明
图1为本发明结构轴向剖面图；
图2为本发明结构A-A截面剖视图；
图3为本发明冷却剂流路示意图。
具体实施方式
本发明利用发汗渗流冷却原理和冲击冷却原理设计一种冲击发汗冷却相结合的头锥结构，头锥外层为高温合金多孔材料的多孔头锥1，头锥内部设有控流锥芯2。通过这种技术手段使得冷却剂首先供给头锥前端热环境最高部位，同时采用发汗冷却和冲击冷却两种手段保证热环境最高部位的冷却需求。并且通过调整控流锥芯的流道结构，可以精确控制发汗头锥各部位冷却剂的供给，使得头锥前端热环境较高部位供给较多冷却剂，头锥后端热环境较低部位冷却剂供给较少。在保持端头表面温度低于外层材料的烧蚀温度前提下，通过优化控制冷却剂供给，提高冷却剂的利用率，减少冷却剂用量。使得发汗冷却技术在高超声速飞行器端头上得到有效应用，满足高超声速飞行器长时间、远距离、可重复使用的要求。
下面结合附图对本发明进行详细描述。
如图1所示，本发明一种控流型冲击发汗冷却头锥，包括：多孔头锥1，控流锥芯2、连接环3；多孔头锥1为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯2为圆锥，所述控流锥芯2插入所述多孔头锥1的锥形盲孔，所述控流锥芯2头部和多孔头锥1锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯2内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯2圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯2的大端连接飞行器下游舱段。
多孔头锥1的材料为耐高温金属多孔材料，采用高温合金粉末颗粒烧结工艺成形，其高温合金原材料牌号可选GH4169、GH230、GH22、GH30等，高温合金耐温一般在800℃～1000℃，高温合金导热系数一般为10W/(m·k)～20W/(m·k)，粉末颗粒直径为20μm～40μm。制造出的多孔材料孔结构为开放式相互联通孔，冷却剂流体可渗透其中，多孔材料的孔隙率为0.2～0.4，微孔直径为10μm～20μm。头锥驻点7附近厚度约为2mm～5mm，由头锥小端至大端逐渐增厚。
控流锥芯2的材料为高导热率金属实体材料，为钨铜合金、钨镍铁合金、铜合金之一，金属原材料导热率一般为100W/(m·k)～300W/(m·k)。其作用是控制冷却剂流量供给和分配，并支撑多孔头锥1与下游产品连接。控流锥芯2中心通孔为锥芯通道8，用作冷却剂进入发汗头锥的唯一通道，锥芯通道8可加工为台阶孔。靠近控流锥芯2前端的小孔作为冲击孔6，冲击孔6直径的取值范围为1mm～2mm，冲击孔6的长度不小于20mm，冲击孔6可采用电火花加工，控流锥芯2尾部的孔可适当增大。控流锥芯2头部和多孔头锥1锥形盲孔的底部之间形成的空腔，冲击孔6端部距头锥驻点7内壁面的轴向距离一般为3～8mm。如图2所示，控流锥芯2的圆锥壁与多孔头锥1的锥形盲孔内壁尺寸配合，控流锥芯2外壁面开有多条凹槽5，作为沟槽通道，凹槽5均布于控流锥芯外壁面，凹槽5的槽宽的取值范围不大于5mm，槽深的取值范围不大于2mm；凹槽5数量可根据控流锥芯尺寸而定，一般为10～20个，沟槽通道尺寸宽一般不大于5mm，深一般不大于2mm。从控流锥芯2小端流出的冷却剂流入所述凹槽5。
控流锥芯2的通孔为阶梯孔，所述阶梯孔的孔径由控流锥芯2的大端至小端依次减小，每段孔的长度和孔径比不大于100：1，所述孔径最小的阶梯孔的孔径取值范围为1mm～2mm，所述孔径最小的阶梯孔的长度不小于20mm。
控流锥芯2的后端加工有台阶轴作为头锥柄底部4，台阶轴开有外螺纹，用于与飞行器下游舱段连接。
多孔头锥1和控流锥芯2通过连接环3固定连接，所述连接环3的材料为高温合金或不锈钢实体材料；所述连接环3为开有通孔的阶梯轴，所述多孔头锥1的大端端面与连接环3的端面采用电子束焊接工艺固定；控流锥芯2穿过连接环3的通孔插入所述多孔头锥1的锥形盲孔内；所述控流锥芯2与所述连接环3通孔内壁采用电子束焊接工艺固定。
本发明控流型冲击发汗冷却头锥汗冷却功能的实现如图3所示，具体为：
将本发明控流型冲击发汗冷却头锥连接至飞行器下游的舱段上，发汗冷却剂从控流锥芯2的头锥柄底部4流入锥芯通道8，从冲击孔6流出，部分冷却剂由头锥驻点7流出发汗头锥，剩余部分冷却剂进入凹槽5，并由多孔头锥1侧面逐渐流出，多孔头锥1小端流出的冷却剂相对较多，多孔头锥1大端流出的冷却剂相对较少。发汗冷却剂流量可依需求而定，一般为1g/s～10g/s，发汗冷却剂介质为水或水与酒精的混合物，其中酒精的浓度不大于40％。锥芯通道8内的压力一般控制在0.5MPa～1MPa，凹槽5内的压力一般控制在0.1MPa～0.5MPa。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域专业技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，包括：多孔头锥(1)，控流锥芯(2)；
多孔头锥(1)为圆锥，大端开有锥形盲孔；控流锥芯(2)为圆锥，所述控流锥芯(2)插入所述多孔头锥(1)的锥形盲孔，所述控流锥芯(2)头部和多孔头锥(1)锥形盲孔的底部之间形成空腔；所述控流锥芯(2)内部沿轴线方向开有通孔，用于使冷却剂由控流锥芯(2)圆锥大端流入所述通孔，由小端流出所述通孔；所述控流锥芯(2)的大端连接飞行器下游舱段；
所述控流锥芯(2)头部和多孔头锥(1)锥形盲孔的底部之间形成的空腔，沿轴线方向的长度取值范围为3～8mm；
所述控流锥芯(2)的圆锥壁与多孔头锥(1)的锥形盲孔内壁尺寸配合，所述控流锥芯(2)的圆锥壁上沿轴线方向开有多条凹槽(5)，所述凹槽(5)沿控流锥芯(2)的圆锥壁的周向均布，从控流锥芯(2)小端流出的冷却剂流入所述凹槽(5)；
所述多孔头锥(1)的头部为球头，所述球头半径的取值范围为RS5mm～RS10mm；
所述多孔头锥(1)球头壁厚的取值范围为2mm～5mm，由头锥小端至大端逐渐增厚。
2.根据权利要求1所述的一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，所述控流锥芯(2)凹槽(5)的槽宽的取值范围不大于5mm，槽深的取值范围不大于2mm；所述控流锥芯(2)上凹槽(5)的个数取值范围为10～20个。
3.根据权利要求1所述的一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，所述控流锥芯(2)的通孔为阶梯孔，所述阶梯孔的孔径由控流锥芯(2)的大端至小端依次减小，每段孔的长度和孔径比不大于100：1，所述孔径最小的阶梯孔的孔径取值范围为1mm～2mm，所述孔径最小的阶梯孔的长度不小于20mm。
4.根据权利要求1-3任意之一所述的一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，所述多孔头锥(1)的材料为高温合金多孔材料，采用粉末烧结工艺成型；所述控流锥芯(2)的材料为高导热率金属。
5.根据权利要求4所述的一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，所述多孔头锥(1)的材料牌号为GH4169、GH230、GH22、GH30之一；所述控流锥芯(2)的材料为钨铜合金、钨镍铁合金、铜合金之一。
6.根据权利要求5所述的一种控流型冲击发汗冷却头锥，其特征在于，还包括连接环(3)，所述连接环(3)的材料为高温合金或不锈钢实体材料；所述连接环(3)为开有通孔的阶梯轴，所述多孔头锥(1)的大端端面与连接环(3)的端面采用电子束焊接工艺固定；控流锥芯(2)穿过连接环(3)的通孔插入所述多孔头锥(1)的锥形盲孔内；所述控流锥芯(2)与所述连接环(3)通孔内壁采用电子束焊接工艺固定。
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