專利名稱：一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構的制作方法
技術領域：
本發(fā)明涉及一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，屬于航空、航天、動 力機械等高熱流密度的局部換熱領域。
背景技術：
高超聲速飛行器是人類新世紀不懈的追求，其應用前景顯而易見。商業(yè)方面，高超 聲速運輸客機可以在幾個小時內(nèi)，實現(xiàn)環(huán)球旅行的早出晚歸，跨太平洋的客運量將會大幅 度增加，民用高超聲速客機在21世紀應用前景廣闊。軍事方面，出于太空資源開發(fā)和國防 安全的考慮，高超聲速軍用飛機和導彈，將使空中作戰(zhàn)平臺提高到一個新水平。當前，世界 上很多國家都在著手研究高超聲速技術，制定了高超聲速技術發(fā)展規(guī)劃，并相繼將研制高 超聲速飛行器作為其國家目標來實現(xiàn)。氣動加熱問題的提出是由于高超聲速飛行器研制與發(fā)展的需要。飛行器以超聲速 或高超聲速飛行時，空氣受到強烈的壓縮和劇烈的摩擦作用，大部分動能轉(zhuǎn)化為熱能，致使 飛行器周圍的空氣溫度急劇升高。此高溫氣體和飛行器表面之間存在很大溫差，部分熱能 迅速向物面?zhèn)鬟f，這種熱能傳遞方式稱為氣動加熱。嚴重的氣動加熱所產(chǎn)生的高溫，會降低 材料的強度極限和飛行器結構的承載能力，使結構產(chǎn)生熱變形，破壞部件的氣動外形并影 響飛行器的安全飛行。前緣駐點等高熱流密度區(qū)域的熱防護問題是高超聲速飛行器設計的關鍵問題之 一，已成為高超飛行器研制過程中關鍵性的制約因素和技術瓶頸。高超聲速飛行器在飛行 時前緣駐點附近的熱流密度極大(高達IO6WAi2以上)，并產(chǎn)生固體壁面局部高溫(3000K以 上)，有可能導致飛行器外形、結構強度及剛度的改變，嚴重影響超聲速飛行器的安全性能 和壽命。因此，對于前緣駐點部位的熱防護研究在高超聲速飛行器熱防護體系中地位格外 重要。高超聲速飛行器氣動加熱特點是1，飛行時間較長，達幾十分鐘到幾個小時；2，前緣 熱流密度分布呈鐘形分布，駐點附近熱流密度最大，沿流向熱流密度急劇減小。傳統(tǒng)的被動 冷卻，如輻射冷卻，要達到高輻射熱流密度，則需要很高的表面溫度，因此無法滿足材料強 度和使用壽命要求，而燒蝕層熱防護結構雖然可以滿足高熱流密度的要求，但對飛行時間 長達幾十分鐘甚至幾小時的高超聲速飛行器，則無法應用。因此發(fā)展新型主動冷卻方式，已 經(jīng)成為高超飛行器設計和發(fā)展的關鍵技術。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是為了解決上述問題，提出一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道 冷卻結構。一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，包括沖擊腔、噴嘴和微小直通 道；沖擊腔位于高速飛行器前緣頭部，沖擊腔靠近機體一側中部軸線位置開設一排噴 嘴，噴嘴兩端連通沖擊腔和高壓水箱，在沖擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應噴嘴的位置開設兩個微小直通道，噴嘴和對應的微小直通道位于一個平面內(nèi)，微小直通 道兩端連通沖擊腔和尾部大氣。本發(fā)明的優(yōu)點在于(1)本發(fā)明充分利用水的汽化潛熱較大的優(yōu)點；(2)將噴霧與微小通道冷卻的優(yōu)點加以結合，冷卻效率大幅提高；(3)本發(fā)明的冷卻結構不會改變飛行器的氣動外形。


圖1是本發(fā)明的整體結構示意圖；圖2是本發(fā)明縱向剖面結構示意圖；圖中1-沖擊腔，2-噴嘴，3-微小直通道，4-高速飛行器楔形體表面，5-前緣，6_高壓水 箱
具體實施例方式下面將結合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明。為減少飛行過程中氣動阻力，高超聲速飛行器的前緣5外型一般為尖楔形，頭部 一般設計成為毫米量級的圓弧。這決定了其主動冷卻的結構應該是毫米級的微小尺度結 構。高超聲速飛行器氣動加熱特點是前緣駐點附近熱流密度最大，并沿流向急劇減小，在 楔形體表面熱流分布較均勻?；谏厦嫣岬降母叱w行器的氣動加熱特點和外形特點，本發(fā)明提出的一種高超 飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，如圖1、圖2所示，包括沖擊腔1、噴嘴2和微小直通 道3，高速飛行器前緣5頭部的內(nèi)部開沖擊腔1，沖擊腔1靠近機體一側中部軸線位置開設 一排噴嘴2，噴嘴2的直徑為0. Imm 0. 5mm,間距為0. 4mm 1. Omm,噴嘴2兩端連通沖擊 腔1和高壓水箱6。在沖擊腔1貼近高速飛行器楔形體表面4的上下表面對應噴嘴2的位置 開設兩個微小直通道3，噴嘴2和對應的微小直通道3位于一個平面內(nèi)。微小直通道3兩端 連通沖擊腔1和尾部大氣，微小直通道3與沖擊腔1相通端進口的截面的尺寸為(0. Imm 0. 5mm) X (0. Imm 0. 5mm)。冷卻介質(zhì)水以較緩慢的速度以噴霧的形式從噴嘴2進入沖擊腔1，然后從兩側的 微小直通道向飛行器的尾部流去，從尾部排至大氣。水的汽化潛熱的能量是非常巨大的，因 此以噴霧形式進入沖擊腔1的水汽化時要從高超飛行器的前緣內(nèi)表面吸收大量的熱量，可 以有效的降低前緣5的溫度。在飛行器楔形體表面4的內(nèi)部設置微小直通道，可以滿足楔 形體表面熱流密度不是很大、但換熱面積較大的要求。本發(fā)明從傳熱學的角度講，不僅提高 了整體的換熱效果，而且整體溫度分布均勻。實施例本發(fā)明在高速飛行器前緣5內(nèi)部開沖擊腔1，中部開直徑為0. Imm 0.5mm的噴嘴 2，噴嘴2間距為0. 4mm 1.0mm，在飛行器上下表面內(nèi)部開與噴嘴數(shù)量相同的微小直通道 3，直通道與沖擊腔相連的進口截面的尺度為(0. Imm 0. 5mm) X (0. Imm 0. 5mm)。冷卻介 質(zhì)水從圓形噴嘴以噴霧的形式進入沖擊腔，由于從噴嘴流出的水的速度較低，可以充分的與前緣內(nèi)表面進行熱量交換，在水從飽和水變成干飽和蒸汽的過程中要吸收大量的熱，這 樣可以充分降低高超飛行器前緣駐點附近的溫度。在沖擊腔內(nèi)與前緣內(nèi)表面進行充分換熱 后的水蒸汽從楔形體內(nèi)表面兩側的微小直通道向飛行器的尾部流去，在流動過程中不斷與 楔形體的內(nèi)表面進行熱量交換，降低楔形體表面的溫度。這樣的冷卻結構不僅可以使高超 飛行器外表面得到充分的冷卻，而且可以使冷卻介質(zhì)得到充分的利用。
權利要求
1.一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，其特征在于，包括沖擊腔、噴嘴和 微小直通道；沖擊腔位于高速飛行器前緣頭部，沖擊腔靠近機體一側中部軸線位置開設一排噴嘴， 噴嘴兩端連通沖擊腔和高壓水箱，在沖擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應噴 嘴的位置開設兩個微小直通道，微小直通道兩端連通沖擊腔和尾部大氣。
2.根據(jù)權利要求1所述的一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，其特征在 于，噴嘴的直徑為0. Imm 0. 5mm,間距為0. 4mm 1. 0mm。
3.根據(jù)權利要求1所述的一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，其特征在 于，微小直通道與沖擊腔相通端進口的截面的尺寸為(0. Imm 0. 5mm) X (0. Imm 0. 5mm)。
4.根據(jù)權利要求1所述的一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，其特征在 于，通過高壓水箱的冷卻介質(zhì)為水。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種高超飛行器前緣噴霧+微小直通道冷卻結構，其特征在于，包括沖擊腔、噴嘴和微小直通道；沖擊腔位于高速飛行器前緣內(nèi)部，沖擊腔靠近機體一側中部軸線位置開設一排噴嘴，噴嘴兩端連通沖擊腔和高壓水箱，在沖擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應噴嘴的位置開設兩個微小直通道，微小直通道兩端連通沖擊腔和尾部大氣。本發(fā)明充分利用水的汽化潛熱較大的優(yōu)點，將噴霧與微小通道冷卻的優(yōu)點加以結合，冷卻效率大幅提高。
文檔編號B64C1/38GK102145746SQ20111006893
公開日2011年8月10日 申請日期2011年3月22日 優(yōu)先權日2011年3月22日
發(fā)明者孫紀寧, 張傳杰, 羅翔, 鄧宏武, 陶智 申請人:北京航空航天大學