CN111688908A - 一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散和气膜双冷却系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散与气膜双冷却系统。该发明主要包括高超声速飞行器头锥表面、发散冷却系统、气膜冷却系统，所述高超声速飞行器头锥表面分为两个区域，包含驻点的驻点区和不包含驻点的非驻点区，所述头锥表面驻点区采用发散冷却，冷却剂为液态水，所述头锥表面非驻点区采用气膜冷却，冷却剂为氮气，所述发散冷却系统与所述气膜冷却系统独立工作。本发明不仅能同时满足驻点区与非驻点区的冷却需求，驻点区冷却效率不低于90％，非驻点区冷却效率不低于60％，还能有效的降低飞行器所需要携带的冷却剂的重量。
Description
技术领域
本发明属于飞行器热防护领域，特别涉及一种高超声速飞行器用的发散和气膜双冷却系统。
背景技术
自20世纪以来，航空航天工程得到了飞速发展，各种飞行器的飞行速度与高度正在不断挑战人类科技的极限，但是速度在5马赫数到10马赫数之间的可往返式高超声速飞行器目前还是空白，也是未来飞行器发展的重点方向，各航天大国目前均进行了研究，可往返式高超声速飞行器在大气空间中飞行时会产生“气动加热”效应，靠近飞行器表面的气体由于剧烈摩擦而大幅度升温，从而对飞行器机体表面结构进行加热，使得飞行器表面，尤其是头锥等部位的温度大幅度升高，现有的材料不能承受如此的高温，必须采用适当的热防护措施，传统的烧蚀热防护，烧蚀涂层不能重复使用，每飞行一次要重新喷涂，成本很高，可往返式高超声速飞行器对飞行速度、可重复使用性和可靠性的要求更高，同时还要求更低的维护成本，因此，研究更高效更可靠的热防护方式就很有必要。
主动热防护能够在不改变飞行器气动外形的条件下长时间工作，可重复使用，冷却效率更高，是未来能够替代烧蚀等被动热防护的有效手段。最常见的主动热防护技术有发散冷却和气膜冷却，发散冷却通常以液体为冷却剂，液体在多孔壁面中受热汽化，此过程由于汽化潜热的存在，能带走大量热量，汽化后的冷却剂通过多孔壁面排出，在被冷却表面形成一层保护气膜，这层气膜能有效降低壁面与主流气体的换热。气膜冷却以气体为冷却剂，气体通过飞行器壁面上的多个小孔结构(又称冷却孔或气膜孔)排出，在被冷却表面形成一层保护气膜。
由此可见，发散冷却的冷却过程由两个部分组成：内部传热：冷却剂汽化带走热量，外部隔热：气膜减少壁面与主流气体的换热，而气膜冷却的冷却过程只包括后者，因此发散冷却的冷却能力更强，对于头锥的驻点区，热流密度很大，发散冷却能更好的满足热防护需求。
发散冷却虽然冷却能力高于气膜冷却，但是需要携带更多的冷却剂，对于飞行器来说，减重也十分重要，因此在热流密度相对较低的非驻点区可采用气膜冷却。
这种发散与气膜双冷却系统既能满足可往返式高超声速飞行器头锥表面的热防护需求，又能有效的减少所需携带的冷却剂的重量。
当前对气膜冷却和发散冷却的研究多集中在低速主流应用前提下，对于高超声速主流条件下的气膜冷却和发散冷却的特性研究较少，更没有一种将发散冷却和气膜冷却相结合的双冷却主动热防护系统，以及对其性能的研究。
发明内容
本发明的目的在于提供一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散和气膜双冷却系统。
本发明的目的是通过如下技术方案实现的：
本发明提供了一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散与气膜双冷却系统，其特征在于，包括可往返式高超声速飞行器头锥(17)、发散冷却系统、气膜冷却系统；
其中，发散冷却系统，包括储水箱(1)、冷却水输送管路、冷液腔(5)、多孔壁面(6)及相应的附件系统；
其中，气膜冷却系统，包括液氮罐(7)、气化装置(11)、加速装置(13)、液氮输送管路、冷气腔(15)、气膜孔阵列(16)以及相应的附件系统；
所述冷却水输送管路，包括依次连接的泵(2)、第一流量计(3)以及相应管道；
所述冷却水输送管路，还包括设置于第一流量计(3)后的第一压力传感器(4)；
所述液氮罐(7)，为自增压的液氮罐；
所述液氮输送管路，包括依次连接的阀(8)、气化装置(11)、加速装置(13)、第二流量计(14)以及相应管道；
所述液氮输送管路，还包括设置于阀与气化装置之间的第二压力传感器(10)与第一温度传感器(9)；
所述液氮输送管路，还包括设置于气化装置与加速装置之间的第三压力传感器(12)；
所述高超声速飞行器头锥(17)，其表面分为两个区域，包含驻点的驻点区(18)和不包含驻点的非驻点区(19)；所述多孔壁面(6)设置于所述头锥表面驻点区(18)，且与设置于头锥驻点区内部的所述冷液腔(5)相连；所述气膜孔阵列(16)设置于所述头锥表面非驻点区(19)，且与设置于头锥非驻点区内部的所述冷气腔(15)相连；
所述头锥表面驻点区的边界线与所述飞行器头锥的中轴线(20)之间的夹角为25°；
所述发散与气膜双冷却系统，所述头锥表面驻点区(18)采用发散冷却，冷却剂为液态水，所述头锥表面非驻点区(19)采用气膜冷却，冷却剂为氮气；所述发散冷却系统与所述气膜冷却系统独立工作。
所述的发散冷却系统实现对所述头锥表面驻点区发散冷却的方法，其步骤为：
1)保证储水箱(1)中储存足量的液态冷却水后，启动所述泵(2)抽取冷却水，通过输送管路到达冷液腔(5)；
2)在冷液腔(5)中储存的冷却水经过多孔壁面(6)的减压汽化后排出，在所述头锥表面驻点区(18)形成保护气膜，同时冷却水汽化吸收热量，冷却所述头锥表面驻点区(18)。
其中，当所述第一压力传感器(4)返回的压力信号过低，即进入冷液腔(5)中的冷却水压力不足时，增大泵(2)的功率，确保进入冷液腔(5)中冷却水的压力足够高。
所述的气膜冷却系统实现对所述头锥表面非驻点区发散冷却的方法，其步骤为：
1)保证液氮罐(7)储存足量的高压液氮后，打开阀(8)，液氮通过气化装置(11)变为气体；
2)氮气经过加速装置(13)加速进入冷气腔(15)，在冷气腔中储存的氮气通过气膜孔阵列(16)排出，在头锥表面非驻点区形成保护气膜。
其中，当所述第二压力传感器(10)返回的压力信号过低，即气化后的氮气压力不足时，增大阀(2)的开度，确保气化后的氮气压力足够高；当所述第一温度传感器(9)范围的温度信号过高，即气化后的氮气温度过高时，增大气化装置(11)的功率，确保气化后的氮气温度足够低；当所述第三压力传感器(12)返回的压力信号过低，即加速后的氮气压力不足时，增大加速装置的功率，确保加速进入冷气腔(15)的氮气压力足够高。
其中，所述气膜孔阵列靠近驻点区的第一个气膜孔的中轴线与所述飞行器头锥的中轴线之间的夹角为5°到10°。
其中，所述多孔壁面的孔隙率在0.5至0.9之间，平均孔径在40μm到60μm之间。
其中，所述气膜孔阵列中的气膜孔形状为圆形，气膜孔的直径为2mm，气膜孔出流角度即气膜孔中心线与当地壁面切平面之间的夹角为90°。
其中，所述气膜孔阵列按如下形式排列：周向均匀分布，每排气膜孔的数量在10个到100个之间，一共布置10排，位置越靠近下游，每排气膜孔的数量越多，从而保证同一排相邻两个气膜孔之间的间距不会过大；在轴向上，相邻排的气膜孔的轴向间隔相同，交错排布。
本发明在可往返式高超声速飞行器头锥表面热流密度高的驻点区采用发散冷却，水从液态在多孔壁面中被加热后汽化，带走大量汽化潜热，能充分满足驻点区的冷却需求，在热流密度低的非驻点区采用气膜冷却，冷却能力相比于发散冷却要弱，但是能满足非驻点区的冷却需求，同时气膜冷却需要的冷却剂流量远小于发散冷却，因此本发明不仅能同时满足驻点区与非驻点区的冷却需求，还能有效的降低飞行器所需要携带的冷却剂的重量。
附图说明
图1是本发明的可往返式高超声速飞行器用发散和气膜双冷却系统示意图；
图2是驻点区和非驻点区示意图；
图3是气膜孔排列示意图。
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。
参见图1，图1是本发明的可往返式高超声速飞行器用发散和气膜双冷却系统示意图。它包含可往返式高超声速飞行器头锥、发散冷却系统、气膜冷却系统，发散冷却系统与气膜冷却系统独立工作.
参见图1，所述发散冷却系统，包括储水箱(1)、冷却水输送管路、冷液腔(5)、多孔壁面(6)及相应的附件系统。
参见图1，气膜冷却系统，包括液氮罐(7)、气化装置(11)、加速装置(13)、液氮输送管路、冷气腔(15)、气膜孔阵列(16)以及相应的附件系统。
参见图1，冷却水输送管路，包括依次连接的泵(2)、第一流量计(3)以及相应管道；
参见图1，冷却水输送管路，还包括设置于第一流量计(3)后的第一压力传感器(4)。
参见图1，液氮输送管路，包括依次连接的阀(8)、气化装置(11)、加速装置(13)、第二流量计(14)以及相应管道。
参见图1，液氮输送管路，还包括设置于阀与气化装置之间的第二压力传感器(10)与第一温度传感器(9)。
参见图1，液氮输送管路，还包括设置于气化装置与加速装置之间的第三压力传感器(12)。
参见图2，可往返式高超声速飞行器头锥(17)表面被分为两个区域：包含驻点的驻点区(18)和不包含驻点的非驻点区(19)；所述多孔壁面(6)设置于所述头锥表面驻点区(18)，且与设置于头锥驻点区内部的所述冷液腔(5)相连；所述气膜孔阵列(16)设置于所述头锥表面非驻点区(19)，且与设置于头锥非驻点区内部的所述冷气腔(15)相连；
在一具体的实施方案中，头锥表面驻点区的边界线与所述飞行器头锥的中轴线之间的夹角为25°(图2)。
发散冷却系统实现对头锥表面驻点区热防护的步骤为：
1)保证储水箱中储存足量的液态冷却水后，启述泵抽取冷却水，通过输送管路到达冷液腔；
2)在冷液腔储存的冷却水经过多孔壁面的减压汽化后排出，在所述头锥表面驻点区形成保护气膜，同时冷却水汽化吸收热量，冷却所述头锥表面驻点区。
其中当所述当所述第一压力传感器返回的压力信号过低，即进入冷液腔中的冷却水压力不足时，增大泵的功率，确保进入冷液腔中冷却水的压力足够高。
气膜冷却实现对头锥表面非驻点区热防护的步骤为：
1)保证液氮罐储存足量的高压液氮后，打开阀，液氮通过气化装置变为气体；
2)氮气经过加速装置加速进入冷气腔，在冷气腔中储存的氮气通过气膜孔阵列排出，在头锥表面非驻点区形成保护气膜。
其中，当所述第二压力传感器返回的压力信号过低，即气化后的氮气压力不足时，增大阀的开度，确保气化后的氮气压力足够高；当所述第一温度传感器范围的温度信号过高，即气化后的氮气温度过高时，增大气化装置的功率，确保气化后的氮气温度足够低；当所述第三压力传感器返回的压力信号过低，即加速后的氮气压力不足时，增大加速装置的功率，确保加速进入冷气腔的氮气压力足够高。
在一具体的实施方式中，气膜孔阵列靠近驻点区的第一个气膜孔的中轴线与所述飞行器头锥的中轴线之间的夹角为5°到10°。
在一具体的实施方式中，多孔壁面的孔隙率在0.5至0.9之间，平均孔径在40μm到60μm之间。
在一具体的实施方式中，气膜孔阵列中的气膜孔形状为圆形，气膜孔的直径为2mm，气膜孔出流角度即气膜孔中心线与当地壁面切平面之间的夹角为90°。
在一具体的实施方式中，气膜孔阵列按如下形式排列：周向均匀分布，每排气膜孔的数量在10个到100个之间，一共布置10排，位置越靠近下游，每排气膜孔的数量越多，从而保证同一排相邻两个气膜孔之间的间距不会过大；在轴向上，相邻排的气膜孔的轴向间隔相同，交错排布(图3)。
Claims (9)
1.本发明提供了一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散与气膜双冷却系统，其特征在于，包括可往返式高超声速飞行器头锥(17)、发散冷却系统、气膜冷却系统；
所述发散冷却系统，包括储水箱(1)、冷却水输送管路、冷液腔(5)、多孔壁面(6)及相应的附件系统；
所述气膜冷却系统，包括液氮罐(7)、气化装置(11)、加速装置(13)、液氮输送管路、冷气腔(15)、气膜孔阵列(16)以及相应的附件系统；
所述冷却水输送管路，包括依次连接的泵(2)、第一流量计(3)以及相应管道；
所述冷却水输送管路，还包括设置于第一流量计(3)后的第一压力传感器(4)；
所述液氮罐(7)，为自增压的液氮罐；
所述液氮输送管路，包括依次连接的阀(8)、气化装置(11)、加速装置(13)、第二流量计(14)以及相应管道；
所述液氮输送管路，还包括设置于阀与气化装置之间的第二压力传感器(10)与第一温度传感器(9)；
所述液氮输送管路，还包括设置于气化装置与加速装置之间的第三压力传感器(12)；
所述高超声速飞行器头锥(17)，其表面分为两个区域，包含驻点的驻点区(18)和不包含驻点的非驻点区(19)；所述多孔壁面(6)设置于所述头锥表面驻点区(18)，且与设置于头锥驻点区内部的所述冷液腔(5)相连；所述气膜孔阵列(16)设置于所述头锥表面非驻点区(19)，且与设置于头锥非驻点区内部的所述冷气腔(15)相连；
所述头锥表面驻点区的边界线与所述飞行器头锥的中轴线(20)之间的夹角为25°；
所述发散与气膜双冷却系统，所述头锥表面驻点区(18)采用发散冷却，冷却剂为液态水，所述头锥表面非驻点区(19)采用气膜冷却，冷却剂为氮气；所述发散冷却系统与所述气膜冷却系统独立工作。
2.一种使用权利要求1中所述的发散冷却系统实现对所述头锥表面驻点区发散冷却的方法，其特征在于，其步骤为：
1)保证储水箱(1)中储存足量的液态冷却水后，启动所述泵(2)抽取冷却水，通过输送管路到达冷液腔(5)；
2)在冷液腔(5)中储存的冷却水经过多孔壁面(6)的减压汽化后排出，在所述头锥表面驻点区(18)形成保护气膜，同时冷却水汽化吸收热量，冷却所述头锥表面驻点区(18)。
3.如权利要求2所述的发散冷却的方法，其特征在于，还包括：
当所述第一压力传感器(4)返回的压力信号过低，即进入冷液腔(5)中的冷却水压力不足时，增大泵(2)的功率，确保进入冷液腔(5)中冷却水的压力足够高。
4.一种使用权利要求1中所述的气膜冷却系统实现对所述头锥表面非驻点区发散冷却的方法，其特征在于，其步骤为：
1)保证液氮罐(7)储存足量的高压液氮后，打开阀(8)，液氮通过气化装置(11)变为气体；
2)氮气经过加速装置(13)加速进入冷气腔(15)，在冷气腔中储存的氮气通过气膜孔阵列(16)排出，在头锥表面非驻点区形成保护气膜。
5.如权利要求4所述的气膜冷却的方法，其特征在于，还包括：
当所述第二压力传感器(10)返回的压力信号过低，即气化后的氮气压力不足时，增大阀(2)的开度，确保气化后的氮气压力足够高；当所述第一温度传感器(9)范围的温度信号过高，即气化后的氮气温度过高时，增大气化装置(11)的功率，确保气化后的氮气温度足够低；当所述第三压力传感器(12)返回的压力信号过低，即加速后的氮气压力不足时，增大加速装置的功率，确保加速进入冷气腔(15)的氮气压力足够高。
6.如权利1所述的发散与气膜双冷却系统，其特征在于，所述气膜孔阵列靠近驻点区的第一个气膜孔的中轴线与所述飞行器头锥的中轴线之间的夹角为5°到10°。
7.如权利1所述的发散冷却系统，其特征在于，所述多孔壁面的孔隙率在0.5至0.9之间，平均孔径在40μm到60μm之间。
8.如权利1所述的气膜冷却系统，其特征在于，所述气膜孔阵列中的气膜孔形状为圆形，气膜孔的直径为2mm，气膜孔出流角度即气膜孔中心线与当地壁面切平面之间的夹角为90°。
9.如权利1所述的气膜冷却系统，其特征在于，所述气膜孔阵列按如下形式排列：周向均匀分布，每排气膜孔的数量在10个到100个之间，一共布置10排，位置越靠近下游，每排气膜孔的数量越多，从而保证同一排相邻两个气膜孔之间的间距不会过大；在轴向上，相邻排的气膜孔的轴向间隔相同，交错排布。
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Legal Events
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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