CN111927644B - 一种用于高温壁面的冷却热防护装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种用于高温壁面的冷却热防护装置，装置包括：喷管加速结构、支撑骨架和外壳；喷管加速结构通过支撑骨架与外壳连接，喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；支撑骨架用于支撑所述外壳；喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量，大幅度降低了高温壁面的温度，具有热防护热流密度大、冷却剂清洁无结焦、结构简单的特点，可以广泛应用于飞行器各种高温壁面的热防护作业中。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别是涉及一种用于高温壁面的冷却热防护装置。
背景技术
航空航天技术是一个国家综合科技水平和经济实力的体现，在国家安全、远端通讯和经济发展等领域都有着重要的战略意义，是全世界各国竞争激烈的重点发展领域。随着航天航空技术的发展，高超声速(Ma>5，Ma为马赫数)飞行器和大推力火箭都得到了迅速发展，而随之引起的气动加热增加和发动机燃烧室温度提高，使得热防护技术成为航天航空技术发展的关键难题。以高超声速飞行器为例，如图1所示为高超声速飞行器的典型热环境示意图。飞行器高速飞行时，其飞行器头锥以及机翼前缘承受剧烈的气动加热，超声速主流经过进气道被压缩注入超燃冲压发动机，通过隔离段后进入到燃烧室和燃料进行掺混并燃烧，产生的高温高压燃气经过尾喷管喷出后产生巨大的反推力维持飞行器高速飞行。当飞行马赫数达到8时，超燃冲压发动机内主流总温超过3000K，使得燃烧室壁面承受了极高的气动热流密度。但随着飞行器速度进一步提升，燃烧温度继续提高，单纯的再生冷却技术面临着燃料热沉不足、换热能力不足等技术问题，因此有必要采用更为高效稳定的热防护方式对高超声速发关键部件进行冷却，以适应目前飞行器技术的飞速发展。
发明内容
基于此，本发明的目的是提供一种用于高温壁面的冷却热防护装置，利用冷却剂冲击对流冷却，实现高温壁面承载、热防护一体化。
为实现上述目的，本发明提供了一种用于高温壁面的冷却热防护装置，所述装置包括：
喷管加速结构、支撑骨架和外壳；所述喷管加速结构通过所述支撑骨架与所述外壳连接，所述喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；
所述支撑骨架用于支撑所述外壳；
所述喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量。
可选地，所述喷管加速结构包括：
带有N个拉瓦尔喷管的支撑结构，其中，N为大于1的正整数；N个所述拉瓦尔喷管阵列设置，所述支撑骨架设置在所述支撑结构上，各所述拉瓦尔喷管的入口与所述冷却剂供给系统连通；
所述支撑结构用于支撑所述支撑骨架；
所述拉瓦尔喷管用于将冷却剂提速至超声速状态后喷出。
可选地，所述支撑骨架包括：
m根第一横向支撑架和n根第一纵向支撑架，m根所述第一横向支撑架和n根所述第一纵向支撑架垂直交叉设置，其中，m、n均为大于1的正整数；m根所述第一横向支撑架、n根所述第一纵向支撑架、支撑结构与所述外壳形成的N个空间为N个换热腔室，各所述换热腔室与各所述拉瓦尔喷管的出口连通；
各所述拉瓦尔喷管喷出的冷却剂在所述换热腔室中对所述外壳进行冲击冷却，冲击冷却后与所述支撑骨架进行对流换热，带走热量。
可选地，所述外壳包括外承载结构、m根第二横向支撑架、n根第二纵向支撑架和M个排气槽，其中，M为大于1的正整数；
m根所述第二横向支撑架和n根所述第二纵向支撑架垂直交叉设置在所述外承载结构上，m根所述第二横向支撑架与m根所述第一横向支撑架对应设置且连接，n根所述第二纵向支撑架与n根所述第一纵向支撑架对应设置且连接；
M个所述排气槽贯穿所述外承载结构，用于将换热后的冷却剂排出。
可选地，带有N个所述拉瓦尔喷管的所述支撑结构通过锻造、铸造、切削或3D打印方式一体化加工。
可选地，所述外壳内侧为微纳米级强化换热结构。
可选地，所述微纳米级强化换热结构为激光刻蚀形成的方柱阵列。
可选地，在所述方柱阵列表面生长纳米线结构。
可选地，所述方柱阵列的高度为40μm、宽度为20μm；所述纳米线结构的高度为1μm、直径为100nm。
可选地，所述排气槽为长方形、方形、三角形、圆形和雪花形中至少一种。
根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：
本发明公开一种用于高温壁面的冷却热防护装置，装置包括：喷管加速结构、支撑骨架和外壳；喷管加速结构通过支撑骨架与外壳连接，喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；支撑骨架用于支撑所述外壳；喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量，大幅度降低了高温壁面的温度，具有热防护热流密度大、冷却剂清洁无结焦、结构简单的特点，可以广泛应用于飞行器各种高温壁面的热防护作业中。
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性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为高超声速飞行器的典型热环境示意图；
图2为本发明实施例一超临界压力二氧化碳热防护装置的结构示意图；
图3为本发明实施例一超临界压力二氧化碳热防护装置的结构剖视图；
其中，1、支撑结构，2、拉瓦尔喷管，3、支撑骨架，4、换热腔室，6、保护气膜，7、外承载结构，8、排气槽。
具体实施方式
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。
本发明的目的是提供一种用于高温壁面的冷却热防护装置，利用冷却剂冲击对流冷却，实现高温壁面承载、热防护一体化。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
实施例一：
图2为本发明实施例一超临界压力二氧化碳热防护装置的结构示意图，图3为本发明实施例一超临界压力二氧化碳热防护装置的结构剖视图，如图2-3所示，本发明提供一种用于高温壁面的冷却热防护装置，所述装置包括：喷管加速结构、支撑骨架3和外壳；所述喷管加速结构通过所述支撑骨架3与所述外壳连接，所述喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；所述支撑骨架3用于支撑所述外壳；所述喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量。
进一步地，所述喷管加速结构包括：带有N个拉瓦尔喷管2的支撑结构1，其中，N为大于1的正整数；N个所述拉瓦尔喷管2阵列设置，所述支撑骨架3设置在所述支撑结构1上，各所述拉瓦尔喷管2的入口与所述冷却剂供给系统连通；所述支撑结构1用于支撑所述支撑骨架3；所述拉瓦尔喷管2用于将冷却剂提速至超声速状态后喷出。
进一步地，所述支撑骨架3包括：m根第一横向支撑架和n根第一纵向支撑架，m根所述第一横向支撑架和n根所述第一纵向支撑架垂直交叉设置，其中，m、n均为大于1的正整数；m根所述第一横向支撑架、n根所述第一纵向支撑架、支撑结构1与所述外壳形成的N个空间为N个换热腔室4，各所述换热腔室4与各所述拉瓦尔喷管2的出口连通；各所述拉瓦尔喷管2喷出的冷却剂在所述换热腔室4中对所述外壳进行冲击冷却，冲击冷却后与所述支撑骨架3进行对流换热，带走热量。
进一步地，所述外壳包括外承载结构7、m根第二横向支撑架、n根第二纵向支撑架和M个排气槽8，其中，M为大于1的正整数；m根所述第二横向支撑架和n根所述第二纵向支撑架垂直交叉设置在所述外承载结构7上，m根所述第二横向支撑架与m根所述第一横向支撑架对应设置且连接，n根所述第二纵向支撑架与n根所述第一纵向支撑架对应设置且连接；M个所述排气槽8贯穿所述外承载结构7，用于将换热后的冷却剂排出并形成保护气膜6，降低环境的热流密度。
进一步地，带有N个所述拉瓦尔喷管2的所述支撑结构1通过锻造、铸造、切削或3D打印方式一体化加工。本实施例中所述支撑结构1与所述拉瓦尔喷管2优选为采用钛合金进行一体化3D打印形成，所述拉瓦尔喷管2表面进行了精磨处理，所述支撑结构1采用的是蜂窝多孔结构以降低热防护结构整体密度，所述支撑结构1通过焊接与所述外壳连接。
进一步地，本实施例中带有N个所述拉瓦尔喷管2的所述支撑结构1与所述支撑骨架3优选为采用钛合金进行一体化3D打印形成，通过焊接的方式将所述第一横向支撑架和所述第二横向支撑架连接，通过焊接的方式将所述第一纵向支撑架和所述第二纵向支撑架连接，所述拉瓦尔喷管2表面还进行了精磨处理，所述支撑结构1采用的是蜂窝多孔结构以降低热防护结构整体密度。该所述拉瓦尔喷管2结构简单，利用了冷却剂储存的高压状态，无需额外动力即可实现冷却剂的超声速喷射。
进一步地，本实施例中所述外壳内侧采用了微纳米级强化换热结构，优选为由激光刻蚀形成的高度80μm、宽度40μm的方柱阵列，根据换热能力的需要，可以进一步在其表面生长高度1μm、直径100nm的ZnO纳米线结构，以强化冲击冷却的冷却效果；冲击冷却后冷却剂继续与所述支撑骨架3进行对流换热带走热量。
进一步地，本实施例中所述支撑骨架3可采用多种骨架型状，包括点阵结构、直肋结构、波纹结构等。本实施例中所述支撑骨架3优选为直肋结构，直肋结构加工简单、排渣方便，且有利于所述拉瓦尔喷管2的进一步表面精磨处理。
进一步地，本实施例中所述外壳与所述支撑骨架3既可以采用同种材料一体化加工，也可采用异种材料加工后与所述支撑骨架3连接，所述排气槽8可采用机加工、化学加工、3D打印等方式加工而成。本实施例中所述外壳优选采用钛合金层板，通过机加工生成所述排气槽8，通过焊接的方式与所述支撑骨架3连接。因为所述外壳与所述支撑骨架3采用同种材料，焊接性能和热接触性都较好。
进一步地，所述外承载结构7根据需求在外部进一步增加隔热层、辐射反射膜、隐形镀层等额外结构。本实例中所述外承载结构7外部增加了辐射反射膜镀层，以降低环境对本实施例热防护结构的辐射换热。
进一步地，所述排气槽8可为槽形、方形、孔形等多种形状。本实施例中优选了槽型结构，以尽可能增加所述保护气膜6的覆盖面积，降低环境对本实施例热防护结构的对流换热。
进一步地，本实施例中所述冷却剂为压强大于7.38MPa的超临界压力二氧化碳，具有化学性质稳定、无结焦裂解、临界压力低、临界点附近换热能力强等优势。
进一步地，本实施例中所述超声速状态为声速大于340m/s的状态。
下面对本实施例作具体原理说明。
在飞行器待防护壁面温度升高至安全温度上限以前，打开冷却剂供给系统阀门，将冷却剂注入本实施例。冷却剂(超临界压力二氧化碳)在压差驱动下流过喷管加速结构的所述拉瓦尔喷管2，经所述拉瓦尔喷管2降压加速后，压力下降为数个至十数个大气压，速度提升至超声速状态。所述拉瓦尔喷管2出口喷射出的冷却剂进入所述换热腔室4，以超声速的速度进行超强的冲击冷却所述外壳的内表面，所述外壳的内表面加工有强化换热结构，充分利用冷却剂的换热能力。冷却剂冲击所述外壳的内表面冷却后溢散，继续与所述支撑骨架3进行对流换热带走热量。进行换热后升温的冷却剂汇聚于所述外壳上的排气槽8向环境排出，形成保护气膜6，进一步降低外界高温气流和所述外壳的对流换热。同时，所述外壳外侧镀有一层辐射反射膜，降低高温环境对所述外壳表面的辐射换热。
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。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。
Claims (8)
1.一种用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述装置包括：
喷管加速结构、支撑骨架和外壳；所述喷管加速结构通过所述支撑骨架与所述外壳连接，所述喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；
所述支撑骨架用于支撑所述外壳；
所述喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量；
其中，所述喷管加速结构包括：
带有N个拉瓦尔喷管的支撑结构，其中，N为大于1的正整数；N个所述拉瓦尔喷管阵列设置，所述支撑骨架设置在所述支撑结构上，各所述拉瓦尔喷管的入口与所述冷却剂供给系统连通；
所述支撑结构用于支撑所述支撑骨架；
所述拉瓦尔喷管用于将冷却剂提速至超声速状态后喷出；
所述支撑骨架包括：
m根第一横向支撑架和n根第一纵向支撑架，m根所述第一横向支撑架和n根所述第一纵向支撑架垂直交叉设置，其中，m、n均为大于1的正整数；m根所述第一横向支撑架、n根所述第一纵向支撑架、支撑结构与所述外壳形成的N个空间为N个换热腔室，各所述换热腔室与各所述拉瓦尔喷管的出口连通；
各所述拉瓦尔喷管喷出的冷却剂在所述换热腔室中对所述外壳进行冲击冷却，冲击冷却后与所述支撑骨架进行对流换热，带走热量。
2.根据权利要求1所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述外壳包括外承载结构、m根第二横向支撑架、n根第二纵向支撑架和M个排气槽，其中，M为大于1的正整数；
m根所述第二横向支撑架和n根所述第二纵向支撑架垂直交叉设置在所述外承载结构上，m根所述第二横向支撑架与m根所述第一横向支撑架对应设置且连接，n根所述第二纵向支撑架与n根所述第一纵向支撑架对应设置且连接；
M个所述排气槽贯穿所述外承载结构，用于将换热后的冷却剂排出。
3.根据权利要求1所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述带有N个所述拉瓦尔喷管的所述支撑结构通过锻造、铸造、切削或3D打印方式一体化加工。
4.根据权利要求1所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述外壳内侧为微纳米级强化换热结构。
5.根据权利要求4所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述微纳米级强化换热结构为激光刻蚀形成的方柱阵列。
6.根据权利要求5所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，在所述方柱阵列表面生长纳米线结构。
7.根据权利要求6所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述方柱阵列的高度为40μm、宽度为20μm；所述纳米线结构的高度为1μm、直径为100nm。
8.根据权利要求2所述的用于高温壁面的冷却热防护装置，其特征在于，所述排气槽为长方形、正方形、三角形、圆形和雪花形中至少一种。
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