CN114162308A - 一种用于机翼前缘外壳冷却的结构 - Google Patents
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Abstract
本发明属于航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域，具体涉及一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，包括：入口、前缘流道、网状流道、尾端流道、出口和机翼前缘外壳。本发明通过在机翼前缘外壳内部布置前缘流道、网状流道和尾端流道，实现对多条网状流道的出入口控制。网状流道呈现一种前后近似对称，先发散后回收的形态。网状流道增加了流道的换热面积，冷却流体可以进行充分的换热，增强换热效果；驱动冷却需要的功耗较小。增材制造技术的发展为新型前缘冷却结构的制造提供了可行手段。
Description
技术领域
本发明涉及一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，属于航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域。
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。高超声速飞行器备受各军事大国的重视，在这个领域占得先机的一方将赢得未来战争的主动权，具有重要的战略价值和应用价值。
高超声速飞行器研发过程中一个非常重要的难题是气动加热问题，飞行器飞行时由于激波和粘性的作用导致周围空气温度急剧升高，形成剧烈的气动加热环境，机翼前缘气动加热问题非常严重，温度可达几千摄氏度以上。高温会降低材料的强度极限以及飞行器结构的承载能力，使飞行器结构发生热变形，破坏飞行器结构，影响飞行器的安全运行。
高超声速飞行器特点为：飞行时间长且高超声速飞行器机翼前缘热流密度分布呈现从首端至尾端递减的特点。传统的热防护方案主要分为：被动方案、半被动方案。被动方案是指通过隔热材料将热量阻隔在结构外面，这种方案适用于中等热流并且时间较短的热载荷，例如热沉、辐射散热等方案；半被动方案是指利用材料相变换热带走更多的热量，这类方案虽然可以满足较高的热流密度，但是对于飞行时间较长的飞行器并不适用，例如热管和烧蚀结构等。因此发展适用于高热流密度且工作时间长的高超声速飞行器的主动热防护方案，克服和解决气动加热所带来的热障问题已成为高超声速飞行器设计和发展的重点与难点。本发明涉及的新型前缘冷却结构就是一种可以实现主动冷却的热防护方案，适用于高热流密度且工作时间长的高超声速飞行器。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种机翼前缘主动冷却结构，通过在机翼前缘外壳内部阵列布置网状流道，获得了一种流动分布均匀，换热面积大，流阻小的高超声速飞行器机翼前缘结构。该流道是一种前后近似对称的网状结构，呈现一种先分散后回收的形态。
本发明采用的技术方案：
一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，机翼前缘外壳6由两片板和一个柱体组成，两片板呈锐角前端共线连接，柱体连接于两片板的交接处，机翼前缘外壳6的两片板以柱体为轴线上下对称；
机翼前缘外壳6的内部设置有入口1、前缘流道2、网状流道3、尾端流道 4和出口5；
所述的前缘流道2开设于机翼前缘外壳6的柱体内部，前缘流道2的截面形状与柱体截面形状相同，前缘流道2始端设置入口1，并与网状流道3起始端连接；流体从入口1流入前缘流道2，前缘流道2用于将流体分配至网状流道3；
所述的网状流道3是由机翼前缘外壳6前端至后端呈先发散后回收形态、前后对称的结构；
所述的尾端流道4位于机翼前缘外壳6的后端，与机翼前缘外壳6的后端形状相同；尾端流道4与网状流道3末端连接，且尾端流道4的末端设置出口5，分配至网状流道3的流体经过网状流道3先发散回收后从出口5流出。
所述的机翼前缘外壳6的形状与飞机的机翼前缘形状相同。
所述的机翼前缘外壳6的两片板为切角的矩形板，一个柱体为六面体柱。
所述的六面体柱的两个相邻面与两片板相交形成的面一致。
所述的网状流道3由多级平行排布的Y形流道组成；平行排布的Y形流道构成发散流道部分和回收流道部分；两个部分中Y形流道的分叉开口方向是相对的，第一级Y形流道的汇总段均与前缘流道2相通，最后一级Y形流道的汇总段均与尾端流道4相通。
本发明采用以上技术方案，其具有以下优点：
1、本发明通过在机翼前缘外壳内部布置前缘流道、网状流道和尾端流道，实现对多条网状流道的流动方向和流量分布控制。
2、本发明的网状流道呈现一种前后近似对称，先发散后回收的形态。网状流道增加了流道的换热面积，冷却流体可以进行充分的换热，增强换热效果。
3、本发明的换热方案流动阻力小，驱动系统冷却需要消耗的能量少，整体运行代价小。
4、增材制造技术的发展为新型前缘冷却结构的制造提供了可行手段。
基于以上理由，本发明可在航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域广泛推广。
附图说明
图1为机翼前缘主动冷却结构的结构示意图。
图2为机翼前缘主动冷却结构中的流道组成结构示意图。
图3为机翼前缘主动冷却结构的机翼前缘外壳结构示意图。
图4为机翼前缘主动冷却结构的前缘流道结构示意图。
图5为机翼前缘主动冷却结构的网状流道结构示意图。
图6为机翼前缘主动冷却结构的尾端流道结构示意图。
图中：1、入口；2、前缘流道；3、网状流道；4、尾端流道；5、出口；6、机翼前缘外壳。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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为本发明的一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的其他实施例，都属于本发明的保护范围。
如图1所示，一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，包括机翼前缘外壳6和流道两部分。
所述机翼前缘外壳6是由两片相同的非规则的七面体板和一个六面体柱组成。两片板呈一定角度且首端共线连接，六面体柱与两片板的连接处连接。七面体板是一长方体经过两个通过长方体末端线上一点的两个平面切割得到。六面体柱为一对称结构，其某两个相邻面与两板相交形成的面一致，用于和两板连接。
所述流道由入口1、前缘流道2、网状流道3、尾端流道4、出口5组成。
如图2所示，一种新型机翼前缘主动冷却结构的流道组成，包括入口1、前缘流道2、网状流道3、尾端流道4、出口5。
所述入口1为圆柱状，连接于前缘流道2；
所述前缘流道为六面体柱状，连接入口1和网状流道3，用于将入口1的流体分配给各条网状流道3；
所述网状流道3为一种前后近似对称的结构，呈现一种先发散后回收的形态；
网状流道3由多级平行排布的Y形流道组成；平行排布的Y形流道构成发散流道部分和回收流道部分；
发散流道由多级Y字形流道组成，Y字形流道由主流道和分流道组成，分流道的管径小于主流道的管径，第一级Y字形流道的主流道的起始端与前缘流道2 连接，主流道的末端分形为两个分流道，主流道与两个分流道之间呈Y字形，两个分流道的末端分别与第二级Y字形流道主流道的起始端连接，第一级Y字形流道的分流道与第二级Y字形流道主流道管径相同；每一级Y字形流道的分流道末端均与下一级Y字形流道的主流道起始端连接，Y形分形流道的发散流道至少包含两级Y字形流道；将发散流道最后一级Y字形流道的分流道的末端端点连线设定为基准线，发散流道和回收流道之间是以该基准线为轴线的镜像关系，发散流道和回收流道相互连通。
所述网状流道3的入口连接前缘流道2，出口连接尾端流道4；
所述尾端流道4有两个六面体连接而成，呈折线状，与机翼前缘外壳末端的轮廓相似，用于汇聚网状流道3中的流体；
所述出口5为圆柱状，连接于尾端流道4。
图3、图4、图5和图6所示，一种机翼前缘主动冷却结构的组成部分，包括机翼前缘外壳、前缘流道、网状流道、尾端流道。
最后应该说明的是：以上各实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其范围限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其部分或者全部技术特征进行等同替代；而这些修改或者替代，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。
Claims (5)
1.一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，其特征在于，机翼前缘外壳(6)由两片板和一个柱体组成，两片板呈锐角前端共线连接，柱体连接于两片板的交接处，机翼前缘外壳(6)的两片板以柱体为轴线上下对称；
机翼前缘外壳(6)的内部设置有入口(1)、前缘流道(2)、网状流道(3)、尾端流道(4)和出口(5)；
所述的前缘流道(2)开设于机翼前缘外壳(6)的柱体内部，前缘流道(2)的截面形状与柱体截面形状相同，前缘流道(2)始端设置入口(1)，并与网状流道(3)起始端连接；流体从入口(1)流入前缘流道(2)，前缘流道(2)用于将流体分配至网状流道(3)；
所述的网状流道(3)是由机翼前缘外壳(6)前端至后端呈先发散后回收形态、前后对称的结构；
所述的尾端流道(4)位于机翼前缘外壳(6)的后端，与机翼前缘外壳(6)的后端形状相同；尾端流道(4)与网状流道(3)末端连接，且尾端流道(4)的末端设置出口(5)，分配至网状流道(3)的流体经过网状流道(3)先发散回收后从出口(5)流出。
2.根据权利要求1所述的一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，其特征在于，所述的机翼前缘外壳(6)的形状与飞机的机翼前缘形状相同。
3.根据权利要求2所述的一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，其特征在于，所述的机翼前缘外壳(6)的两片板为切角的矩形板，一个柱体为六面体柱。
4.根据权利要求3所述的一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，其特征在于，所述的六面体柱的两个相邻面与两片板相交形成的面一致。
5.根据权利要求1所述的一种用于机翼前缘外壳冷却的结构，其特征在于，所述的网状流道(3)由多级平行排布的Y形流道组成；平行排布的Y形流道构成发散流道部分和回收流道部分；两个部分中Y形流道的分叉开口方向是相对的，第一级Y形流道的汇总段均与前缘流道(2)相通，最后一级Y形流道的汇总段均与尾端流道(4)相通。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118025471A (zh) * | 2024-04-15 | 2024-05-14 | 山东大学 | 一种飞机前缘结构及散热方法 |
| CN118025471B (zh) * | 2024-04-15 | 2024-07-02 | 山东大学 | 一种飞机前缘结构及散热方法 |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20050214118A1 (en) * | 2004-03-25 | 2005-09-29 | Rolls-Royce, Plc | Cooling arrangement |
| CN102114909A (zh) * | 2011-03-22 | 2011-07-06 | 北京航空航天大学 | 一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构 |
| CN106516072A (zh) * | 2016-11-10 | 2017-03-22 | 清华大学 | 一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构 |
| CN107941057A (zh) * | 2017-10-31 | 2018-04-20 | 上海交通大学 | 具有仿生分形结构的换热器 |
| CN108161035A (zh) * | 2018-03-06 | 2018-06-15 | 衢州学院 | 分形流道散热结构及电主轴 |
| CN110137146A (zh) * | 2019-04-30 | 2019-08-16 | 东南大学 | 一种分形流道液冷装置 |
| CN209700914U (zh) * | 2018-12-01 | 2019-11-29 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘 |
| CN112446095A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-03-05 | 大连理工大学 | 一种具有y形分形流道的冷却板结构参数化建模方法 |
| US20210122475A1 (en) * | 2019-10-28 | 2021-04-29 | The Boeing Company | Leading edge cooling systems and methods |
-
2021
- 2021-12-28 CN CN202111625591.8A patent/CN114162308B/zh active Active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20050214118A1 (en) * | 2004-03-25 | 2005-09-29 | Rolls-Royce, Plc | Cooling arrangement |
| CN102114909A (zh) * | 2011-03-22 | 2011-07-06 | 北京航空航天大学 | 一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构 |
| CN106516072A (zh) * | 2016-11-10 | 2017-03-22 | 清华大学 | 一种高超飞行器的前缘部位的热防护结构 |
| CN107941057A (zh) * | 2017-10-31 | 2018-04-20 | 上海交通大学 | 具有仿生分形结构的换热器 |
| CN108161035A (zh) * | 2018-03-06 | 2018-06-15 | 衢州学院 | 分形流道散热结构及电主轴 |
| CN209700914U (zh) * | 2018-12-01 | 2019-11-29 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘 |
| CN110137146A (zh) * | 2019-04-30 | 2019-08-16 | 东南大学 | 一种分形流道液冷装置 |
| US20210122475A1 (en) * | 2019-10-28 | 2021-04-29 | The Boeing Company | Leading edge cooling systems and methods |
| CN112446095A (zh) * | 2020-11-25 | 2021-03-05 | 大连理工大学 | 一种具有y形分形流道的冷却板结构参数化建模方法 |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118025471A (zh) * | 2024-04-15 | 2024-05-14 | 山东大学 | 一种飞机前缘结构及散热方法 |
| CN118025471B (zh) * | 2024-04-15 | 2024-07-02 | 山东大学 | 一种飞机前缘结构及散热方法 |
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|---|---|
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