CN111927647B - 一种用于高温头锥的冷却热防护装置 - Google Patents

一种用于高温头锥的冷却热防护装置 Download PDF

Info

Publication number
CN111927647B
CN111927647B CN202010828732.5A CN202010828732A CN111927647B CN 111927647 B CN111927647 B CN 111927647B CN 202010828732 A CN202010828732 A CN 202010828732A CN 111927647 B CN111927647 B CN 111927647B
Authority
CN
China
Prior art keywords
coolant
nose cone
heat
cooling
heat exchange
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202010828732.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN111927647A (zh
Inventor
胥蕊娜
姜培学
廖志远
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tsinghua University
Original Assignee
Tsinghua University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tsinghua University filed Critical Tsinghua University
Priority to CN202010828732.5A priority Critical patent/CN111927647B/zh
Publication of CN111927647A publication Critical patent/CN111927647A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN111927647B publication Critical patent/CN111927647B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
    • F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/78—Other construction of jet pipes
    • F02K1/82—Jet pipe walls, e.g. liners
    • F02K1/822—Heat insulating structures or liners, cooling arrangements, e.g. post combustion liners; Infra-red radiation suppressors

Abstract

本发明公开一种用于高温头锥的冷却热防护装置，通过拉瓦尔喷管将冷却剂注入通道输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出，喷出的冷却剂在换热腔室中对所述外壳进行冲击冷却，带走热量，大幅度降低了头锥结构的温度，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头锥前缘结构的热防护作业中。

Description

一种用于高温头锥的冷却热防护装置
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头锥的冷却热防护装置。
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头锥的冷却热防护装置，利用冷却剂冲击对流冷却，实现对高温头锥进行承载、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头锥的冷却热防护装置，所述装置包括：
支撑结构、拉瓦尔喷管、换热腔室、外壳和冷却剂注入通道；所述支撑结构设置在所述外壳内部，所述冷却剂注入通道和所述拉瓦尔喷管均设置在所述支撑结构内部，所述换热腔室设置在所述外壳的内部，所述冷却剂注入通道通过所述拉瓦尔喷管与所述换热腔室连通；
所述拉瓦尔喷管用于将所述冷却剂注入通道输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出；
所述换热腔室用于利用喷出的冷却剂对所述外壳进行冲击冷却，带走热量。
可选地，在所述外壳上设置至少一个所述排气槽，所述排气槽与所述换热腔室对应设置；所述排气槽用于将换热后的冷却剂排出。
可选地，带有所述拉瓦尔喷管和所述冷却剂注入通道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。
可选地，所述装置还包括：在所述外壳表面铺设加隔热层、辐射反射膜和隐形镀层中至少一种。
可选地，所述冷却剂为超临界压力二氧化碳。
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头锥的冷却热防护装置，通过拉瓦尔喷管将冷却剂注入通道输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出，喷出的冷却剂在换热腔室中对所述外壳进行冲击冷却，带走热量，大幅度降低了头锥结构的温度，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头锥前缘结构的热防护作业中。
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为本发明实施例一用于高温头锥的冷却热防护装置剖视图；
图3为本发明实施例一用于高温头锥的冷却热防护装置左视图；
其中，1、支撑结构，2、拉瓦尔喷管，3、换热腔室，4、冷却剂注入通道，5、外壳，6、排气槽，7、保护气膜。
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头锥的冷却热防护装置，利用冷却剂冲击对流冷却，实现对高温头锥进行承载、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为本发明实施例一用于高温头锥的冷却热防护装置剖视图，图3为本发明实施例一用于高温头锥的冷却热防护装置左视图，如图2-3所示，本发明公开一种用于高温头锥的冷却热防护装置，所述装置包括：支撑结构1、拉瓦尔喷管2、换热腔室3、外壳5和冷却剂注入通道4；所述支撑结构1设置在所述外壳5内部，所述冷却剂注入通道4和所述拉瓦尔喷管2均设置在所述支撑结构1内部，所述换热腔室3设置在所述外壳5的内部，所述冷却剂注入通道4通过所述拉瓦尔喷管2与所述换热腔室3连通；所述拉瓦尔喷管2用于将所述冷却剂注入通道4输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出；所述换热腔室3用于利用喷出的冷却剂对所述外壳5进行冲击冷却，带走热量。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，在所述外壳5的头锥前缘设置至少一个所述排气槽6，所述排气槽6与所述换热腔室3对应设置，所述排气槽6用于将换热后的冷却剂排出并形成保护气膜7，降低环境的热流密度。所述排气槽6为长方形、方形、三角形、圆形和雪花形中至少一种，但并不限于以上形状；本实施例中在所述外壳5的头锥前缘均匀开有一圈排气槽6，以尽可能均匀地增加保护气膜7的覆盖面积，降低环境对热所述外壳5的对流换热。
进一步地，带有所述拉瓦尔喷管2和所述冷却剂注入通道4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5连接。
进一步地，本实施例中所述外壳5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40μm、宽度20μm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，在所述外壳5表面铺设加隔热层、辐射反射膜和隐形镀层中至少一种，具体根据实际需求进行设置。本实例中所述外壳5外部增加了辐射反射膜镀层，以降低环境对所述外壳5的辐射换热。
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。
在头锥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中的高温头锥装置。超临界压力二氧化碳在压差驱动下通过所述冷却剂注入通道4进入所述拉瓦尔喷管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。自所述拉瓦尔喷管2出口喷射出的二氧化碳进入所述换热腔室3，以超声速的速度冲击所述外壳5的内表面进行超强冲击冷却，所述外壳5的内表面加工有强化换热结构，以充分利用超声速二氧化碳的换热能力。冷却剂在冲击所述外壳5内表面冷却后溢散，通过所述外壳5上的排气槽6向环境排出形成所述保护气膜7，进一步降低外界高温气流和外壳5的对流换热。同时，所述外壳5外侧镀有一层辐射反射膜，降低高温环境对外壳5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 (9)

1.一种用于高温头锥的冷却热防护装置，其特征在于，所述装置包括：
支撑结构、拉瓦尔喷管、换热腔室、外壳和冷却剂注入通道；所述支撑结构设置在所述外壳内部，所述冷却剂注入通道和所述拉瓦尔喷管均设置在所述支撑结构内部，所述换热腔室设置在所述外壳的内部，所述冷却剂注入通道通过所述拉瓦尔喷管与所述换热腔室连通；
所述拉瓦尔喷管用于将所述冷却剂注入通道输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出；
所述换热腔室用于利用喷出的冷却剂对所述外壳进行冲击冷却，带走热量；
带有所述拉瓦尔喷管和所述冷却剂注入通道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；
所述支撑结构与拉瓦尔喷管的材质为钛合金。
2.根据权利要求1所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，其特征在于，在所述外壳上设置至少一个排气槽，所述排气槽与所述换热腔室对应设置；所述排气槽用于将换热后的冷却剂排出。
3.根据权利要求1所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，其特征在于，所述外壳内侧为微纳米级强化换热结构。
4.根据权利要求3所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，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。
5.根据权利要求4所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，其特征在于，在所述方柱阵列表面生长纳米线结构。
6.根据权利要求5所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，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。
7.根据权利要求2所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，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。
8.根据权利要求2所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，其特征在于，所述装置还包括：在所述外壳表面铺设加隔热层、辐射反射膜和隐形镀层中至少一种。
9.根据权利要求1所述的用于高温头锥的冷却热防护装置，其特征在于，所述冷却剂为超临界压力二氧化碳。
CN202010828732.5A 2020-08-18 2020-08-18 一种用于高温头锥的冷却热防护装置 Active CN111927647B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010828732.5A CN111927647B (zh) 2020-08-18 2020-08-18 一种用于高温头锥的冷却热防护装置

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010828732.5A CN111927647B (zh) 2020-08-18 2020-08-18 一种用于高温头锥的冷却热防护装置

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN111927647A CN111927647A (zh) 2020-11-13
CN111927647B true CN111927647B (zh) 2021-08-27

Family

ID=73304375

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010828732.5A Active CN111927647B (zh) 2020-08-18 2020-08-18 一种用于高温头锥的冷却热防护装置

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN111927647B (zh)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3785591A (en) * 1971-05-25 1974-01-15 Ltv Aerospace Corp Cooling system, employing heat-expandable means, for an aerodynamically heated vehicle
JPH06255599A (ja) * 1993-03-10 1994-09-13 Nissan Motor Co Ltd 空力加熱に対する熱防護処理方法
EP1001221A2 (en) * 1998-11-12 2000-05-17 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor cooling structure
CN104859835A (zh) * 2015-04-27 2015-08-26 清华大学 一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥
CN204691935U (zh) * 2015-06-08 2015-10-07 北京航天动力研究所 一种火箭发动机喷管的气膜冷却结构
CN109334974A (zh) * 2018-10-29 2019-02-15 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种控流型冲击发汗冷却头锥

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170003027A1 (en) * 2014-01-31 2017-01-05 United Technologies Corporation Gas turbine engine combustor liner panel with synergistic cooling features

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3785591A (en) * 1971-05-25 1974-01-15 Ltv Aerospace Corp Cooling system, employing heat-expandable means, for an aerodynamically heated vehicle
JPH06255599A (ja) * 1993-03-10 1994-09-13 Nissan Motor Co Ltd 空力加熱に対する熱防護処理方法
EP1001221A2 (en) * 1998-11-12 2000-05-17 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine combustor cooling structure
CN104859835A (zh) * 2015-04-27 2015-08-26 清华大学 一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥
CN204691935U (zh) * 2015-06-08 2015-10-07 北京航天动力研究所 一种火箭发动机喷管的气膜冷却结构
CN109334974A (zh) * 2018-10-29 2019-02-15 北京临近空间飞行器系统工程研究所 一种控流型冲击发汗冷却头锥

Also Published As

Publication number Publication date
CN111927647A (zh) 2020-11-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN100423990C (zh) 一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法
CN109538375B (zh) 应用于火箭基组合循环发动机的引射火箭
Presz Jr et al. Thrust augmentation with mixer/ejector systems
CN111392026A (zh) 一种高超声速飞行器头锥主动热防护系统
CN107891970A (zh) 高超声速飞行器气膜冷却用的主动式热防护系统
Naitoh et al. A Wide-range single engine: operated from startup to hypersonic condition
CN111927644B (zh) 一种用于高温壁面的冷却热防护装置
McClinton et al. Comparative flow path analysis and design assessment of an axisymmetric hydrogen fueled scramjet flight test engine at a Mach number of 6.5
CN111927647B (zh) 一种用于高温头锥的冷却热防护装置
US20220090560A1 (en) Helicon yield plasma electromagnetic ram-scramjet drive rocket ion vector engine
Billig et al. Comparison of Planar and Axisymmetric Flowpaths for Hydrogen Fueled
Immich et al. Status of the FESTIP rocket propulsion technology programme
CN112211745A (zh) 一种尾喷管带异形截面的固体火箭发动机结构
Katsurayama et al. Numerical analyses on pressure wave propagation in repetitive pulse laser propulsion
CN115258130A (zh) 基于逆向喷流与主动冷却的高超声速组合减阻降热结构
Polezhaev Will there or will there not be a hypersonic airplane?
RU141645U1 (ru) Гиперзвуковой летательный аппарат
Shen et al. Study on Opposing Jet Simulation of Near Space Supersonic Vehicle Based on DSMC Method
CN108317012B (zh) 一种适用于高马赫数发动机进气预冷的射流装置
CN113619769B (zh) 飞行器相变吸热与分解吸热复合可重复使用热防护结构
Sui et al. Flow Characteristics and Aerodynamic Heating of Tube Trains in Choked/Unchoked Flow: A Numerical Study
RU154901U1 (ru) Гиперзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель
Zhou et al. Investigation of Temperature Transient Response Characteristics of Ceramic Fuel Rod of Open-Cycled Reactor
Fick et al. Remarks on plug cluster nozzles
CN209621495U (zh) 一种环流火箭发动机

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CB03 Change of inventor or designer information

Inventor after: Xu Ruina

Inventor after: Jiang Peixue

Inventor after: Liao Zhiyuan

Inventor before: Xu Ruina

Inventor before: Jiang Peixue

Inventor before: Liao Zhiyuan

CB03 Change of inventor or designer information