專(zhuān)利名稱(chēng)：一種層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于高超聲速飛行器頭錐和前沿器件進(jìn)行冷卻的主動(dòng)熱防護(hù)裝置，具體為一種飛行器層板式發(fā)汗和逆噴組合鼻錐。
背景技術(shù)：
熱防護(hù)技術(shù)是高超聲速飛行器研究的關(guān)鍵技術(shù)。高超聲速飛行器頭錐和前沿器件在沒(méi)有任何熱防護(hù)系統(tǒng)保護(hù)的情況下表面溫度高達(dá)2000 3000攝氏度。在這么高的溫度下為了使高超聲速飛行器頭錐和前沿器件不被燒毀，頭錐和前沿器件外形結(jié)構(gòu)保持完整，保持高超聲速飛行器艙內(nèi)有正常的工作條件，必須采用被動(dòng)或主動(dòng)的熱防護(hù)方式對(duì)其進(jìn)行熱防護(hù)?，F(xiàn)有的高超聲速飛行器頭錐和前沿器件采用的熱防護(hù)方式主要有燒蝕防熱、發(fā)汗冷卻防熱。燒蝕防熱是一次使用的航天器防熱結(jié)構(gòu)中重要的一種防熱形式，屬于半被動(dòng)熱控制技術(shù)。燒蝕防熱的原理是:燒蝕材料在加熱環(huán)境中產(chǎn)生一系列的物理和化學(xué)反應(yīng)，在這些物理和化學(xué)過(guò)程中，一方面消耗了燒蝕材料，另一方面亦以不同方式耗散環(huán)境給予材料的熱量，以保證內(nèi)部結(jié)構(gòu)在允許溫度下工作。發(fā)汗冷卻防熱又根據(jù)鼻錐中冷卻劑的“釋出”方式分為自發(fā)式、強(qiáng)迫式、自適應(yīng)式和層板式發(fā)汗。自發(fā)汗鼻錐是把低熔點(diǎn)金屬(如銅和銀等)滲入難熔材料(如鎢等)的多孔骨架中。當(dāng)鼻錐受氣動(dòng)加熱時(shí)，靠低熔點(diǎn)金屬熔化和蒸發(fā)來(lái)防熱。強(qiáng)迫發(fā)汗鼻錐是把流態(tài)冷卻劑(如水、氨、氦等)預(yù)先儲(chǔ)存在容器之中，需要發(fā)汗時(shí)，利用壓力源(高壓氣瓶或燃?xì)獍l(fā)生器等)把冷卻劑擠到多孔鼻錐表面來(lái)完成防熱。自適應(yīng)發(fā)汗冷卻防熱是采用疏松多孔材料作為外殼球頭部分，用難熔金屬(如鎢合金)制成發(fā)汗鼻錐的薄壁外殼，內(nèi)部攜帶高密度高體積熱容固體冷卻劑和高蒸汽壓固體或液體驅(qū)動(dòng)劑。自適應(yīng)發(fā)汗冷卻防熱的原理是:在高超聲速飛行過(guò)程中，由于對(duì)鼻錐和前沿器件的氣動(dòng)加熱以及通過(guò)外殼的傳熱使得冷卻劑熔化，驅(qū)動(dòng)劑蒸發(fā)。液體冷卻劑在驅(qū)動(dòng)劑的壓力作用下，通過(guò)多孔的或者開(kāi)有通道的骨架流到鼻錐表面上。當(dāng)冷卻劑在氣體附面層中蒸發(fā)、沸騰、吸熱時(shí)就吸收熱量，從而實(shí)現(xiàn)對(duì)骨架和密實(shí)外殼的防熱。研究與實(shí)踐表明，上述的熱防護(hù)方式在飛行器飛行速度不太大和飛行時(shí)間比較短的情況下可以起到較好的熱防護(hù)作用。但是隨著飛行器飛行速度以及飛行時(shí)間的增加，以上的熱防護(hù)方式應(yīng)用的局限性就比較明顯。燒蝕防熱由于犧牲部分表面材料，而使外形結(jié)構(gòu)難以保持完整。自發(fā)汗冷卻防熱由于這種結(jié)構(gòu)能貯存的發(fā)汗量有限，多孔骨架的空隙度不可能很理想，否則強(qiáng)度會(huì)明顯降低；駐點(diǎn)壓力較高時(shí)有可能發(fā)不出“汗”;還存在由熱應(yīng)力開(kāi)裂的問(wèn)題。強(qiáng)迫發(fā)汗冷卻防熱結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性低，此外，重量和體積(尤其是體積)都是這種形式的突出缺點(diǎn)。自適應(yīng)發(fā)汗冷卻防熱由于需要自己攜帶冷卻劑和驅(qū)動(dòng)劑增加了飛行器的質(zhì)量，設(shè)計(jì)難度比較大，而且可供選擇的冷卻劑幾乎僅限于低熔點(diǎn)金屬，而所有低熔點(diǎn)金屬在高溫時(shí)都易于釋放電子，這可能使通訊“黑障”問(wèn)題惡化
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于，針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器頭部非駐點(diǎn)區(qū)的熱防護(hù)和駐點(diǎn)區(qū)的熱防護(hù)，需要的冷卻工質(zhì)少，散熱強(qiáng)度大，可靠性高。本發(fā)明的技術(shù)方案為，一種層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，包括圓形底臺(tái)，所述圓形底臺(tái)頂面設(shè)有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個(gè)隨高度增加半徑依次減小的圓形發(fā)汗層板同軸疊加而成；所述圓形底臺(tái)的中心設(shè)有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質(zhì)的底臺(tái)通道，并設(shè)有固定桿穿過(guò)底臺(tái)通道和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；所述固定桿內(nèi)設(shè)有通入冷卻工質(zhì)的噴管以及冷卻工質(zhì)流入入口。所述球錐形層板疊成體由第一層板和第二層板交錯(cuò)疊加而成，所述第一層板沿半徑方向設(shè)有控制流道，與控制流道沿第一層板半徑方向?qū)?yīng)的第一層板外圓周上設(shè)有散布流道，且各散布流道與對(duì)應(yīng)控制流道之間留有間隔；所述第二層板上設(shè)有積液腔，積液腔設(shè)在相鄰第一層板的散布流道與其對(duì)應(yīng)控制流道之間。一般的機(jī)械微孔和多孔材料當(dāng)受熱面出現(xiàn)局部過(guò)熱的情況時(shí)，由于發(fā)汗部位的發(fā)汗冷卻工質(zhì)的流動(dòng)阻力的增大，發(fā)汗工質(zhì)在此處的發(fā)汗流量將減少，繼而出現(xiàn)局部過(guò)熱處的擴(kuò)大和惡化；但是本結(jié)構(gòu)由于控制流道的流動(dòng)阻力遠(yuǎn)大于散布流道的流動(dòng)阻力，所以當(dāng)鼻錐表面出現(xiàn)局部過(guò)熱的情況時(shí)，由于積液腔中的液體的冷卻，使得散布流道內(nèi)冷卻工質(zhì)的溫升較小，從而在散布流道內(nèi)增加的流動(dòng)阻力相對(duì)于控制流道內(nèi)的流道阻力可以忽略不計(jì)，從而使得冷卻工質(zhì)從控制流道流入積液腔再經(jīng)過(guò)散布流道到達(dá)鼻錐表面的流道阻力基本不變，從而使得該類(lèi)層板鼻錐能夠遏制局部過(guò)熱的擴(kuò)大和惡化。所述積液腔的截面面積沿著第二層板的半徑方向從內(nèi)向外依次增加。所述積液腔的截面為等腰三角形，且等腰三角形的頂角靠近相鄰第一層板的控制流道而等腰三角形的底邊靠近對(duì)應(yīng)的散布流道。所述第一層板的厚度為0.1 1mm。所述第二層板的厚度為0.1 1mm。工作時(shí)，冷卻工質(zhì)從底臺(tái)通道和噴管的底端分別流入球錐形層板疊成體和噴管。流入球錐形層板疊成體的冷卻工質(zhì)經(jīng)第一層板和第二層板，最終冷卻工質(zhì)抵達(dá)第一發(fā)汗層板的散布流道，形成對(duì)鼻錐的熱防護(hù)功能。流入噴管的冷卻工質(zhì)經(jīng)過(guò)加速后流出，形成逆向噴注，對(duì)鼻錐的駐點(diǎn)區(qū)及其附近進(jìn)行熱防護(hù)。散布流道直徑為0.5 3_。上述各個(gè)流體出口處經(jīng)過(guò)設(shè)計(jì)都使流體加速，特別是逆向噴口處流體以高速?lài)姵觥姵龅牧黧w在高速氣流中蒸發(fā)、沸騰吸收熱量，從而達(dá)到熱防護(hù)的目的。逆向噴管的噴流可以減少氣動(dòng)加熱，從而使嚴(yán)重加熱的駐點(diǎn)區(qū)達(dá)到熱防護(hù)的目的。本發(fā)明以液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)燃?xì)獍l(fā)生器、層板式噴注器、層板式流體混合器、層板是高速船推進(jìn)器以及層板交錯(cuò)發(fā)汗噴注的最新研究進(jìn)展為背景，提出一種新型氣動(dòng)布局的層板式發(fā)汗冷卻鼻錐，不同于以往的發(fā)汗冷卻鼻錐利用多孔材料進(jìn)行發(fā)汗而受到各種局限，而是利用飛行器自身攜帶的燃料作為冷卻劑，通過(guò)層板結(jié)構(gòu)的分布式縫隙噴管產(chǎn)生多層狀態(tài)的高速?lài)娚錃饬?，利用層板自身結(jié)構(gòu)所具有的良好流道構(gòu)型，解決各種復(fù)雜的流體流到問(wèn)題，層板內(nèi)精確分流特點(diǎn)可使冷卻劑流量隨層板片內(nèi)的流動(dòng)阻力不同而不同，保證在壁面不同的冷卻要求處，保障受熱表面發(fā)汗流強(qiáng)的穩(wěn)定，克服了一般多孔材料發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)局部過(guò)熱的缺陷，達(dá)到受熱部件可重復(fù)使用的目的。本發(fā)明的有益效果是，該鼻錐采用層板式發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)和逆向噴流相結(jié)合的方式進(jìn)行防熱設(shè)計(jì)，既能實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器頭部非駐點(diǎn)區(qū)的熱防護(hù)和駐點(diǎn)區(qū)的熱防護(hù)，又具有需要的冷卻劑量小、散熱強(qiáng)度大、可靠性高的特性，最后這種鼻錐能夠?qū)崿F(xiàn)可重復(fù)使用的目的為下一代可重復(fù)使用飛行器的設(shè)計(jì)提供一種優(yōu)秀的防熱設(shè)計(jì)方式等效果，是一種高效率、高可靠性、高實(shí)用性的新型高超聲速熱防護(hù)系統(tǒng)。


圖1為本發(fā)明所述冷卻鼻錐的第一立體 圖2為本發(fā)明所述冷卻鼻錐的第二立體 圖3為第一層板的結(jié)構(gòu)示意 圖4為第二層板的結(jié)構(gòu)示意 圖5為第一層板和第二層板疊加的結(jié)構(gòu)示意 圖6為固定桿的示意圖。
具體實(shí)施例方式如圖1、圖2、圖6所示，一種層板式發(fā)汗冷卻鼻錐，包括圓形底臺(tái)1，圓形底臺(tái)I頂面設(shè)有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個(gè)隨高度增加半徑依次減小的圓形發(fā)汗層板2、3同軸疊加而成；圓形底臺(tái)I的中心設(shè)有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質(zhì)的底臺(tái)通道7，并設(shè)有固定桿4穿過(guò)底臺(tái)通道7和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；固定桿4內(nèi)設(shè)有通入冷卻工質(zhì)的噴管5以及冷卻工質(zhì)流入入口 8。如圖3-圖5所示，球錐形層板疊成體由第一層板2和第二層板3交錯(cuò)疊加而成，第一層板2沿半徑方向設(shè)有控制流道9，與控制流道9沿第一層板2半徑方向?qū)?yīng)的第一層板2外圓周上設(shè)有散布流道6，且各散布流道6與對(duì)應(yīng)控制流道9之間留有間隔；所述第二層板上設(shè)有積液腔10，積液腔10設(shè)在相鄰第一層板的散布流道6與其對(duì)應(yīng)控制流道9之間。積液腔10的截面為等腰三角形，且等腰三角形的頂角靠近相鄰第一層板2的控制流道9而等腰三角形的底邊靠近對(duì)應(yīng)的散布流道6。第一層板2的厚度為0.1 Imm,第二層板3的厚度為0.1 1mm。底臺(tái)和固定桿采用耐熱不銹鋼管材，各個(gè)部件之間通過(guò)擴(kuò)散焊焊接成形。
權(quán)利要求
1.一種層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，包括圓形底臺(tái)(I)，其特征是，所述圓形底臺(tái)(I)頂面設(shè)有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個(gè)隨高度增加半徑依次減小的圓形發(fā)汗層板(2，3)同軸疊加而成；所述圓形底臺(tái)(I)的中心設(shè)有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質(zhì)的底臺(tái)通道(7)，并設(shè)有固定桿(4)穿過(guò)底臺(tái)通道(7)和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；所述固定桿(4)內(nèi)設(shè)有通入冷卻工質(zhì)的噴管(5)以及冷卻工質(zhì)流入入口(8)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，其特征是，所述球錐形層板疊成體由第一層板(2)和第二層板(3)交錯(cuò)疊加而成，所述第一層板(2)沿半徑方向設(shè)有控制流道(9)，與控制流道(9)沿第一層板(2)半徑方向?qū)?yīng)的第一層板(2)外圓周上設(shè)有散布流道(6)，且各散布流道(6)與對(duì)應(yīng)控制流道(9)之間留有間隔；所述第二層板上設(shè)有積液腔(10)，積液腔(10)設(shè)在相鄰第一層板的散布流道(6)與其對(duì)應(yīng)控制流道(9)之間。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，其特征是，所述積液腔(10)的截面面積沿著第二層板(3)的半徑方向從內(nèi)向外依次增加。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，其特征是，所述積液腔(10)的截面為等腰三角形，且等腰三角形的頂角靠近相鄰第一層板(2)的控制流道(9)而等腰三角形的底邊靠近對(duì)應(yīng)的散布流道(6 )。
5.根據(jù)權(quán)利要求2所述層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，其特征是，所述第一層板(2)的厚度為0.1 1mm。
6.根據(jù)權(quán)利要求2所述層板式發(fā)汗和逆噴組合冷卻鼻錐，其特征是，所述第二層板(3)的厚度為0.1 1mm。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種飛行器層板式發(fā)汗和逆噴組合鼻錐，圓形底臺(tái)頂面設(shè)有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個(gè)隨高度增加半徑依次減小的圓形發(fā)汗層板同軸疊加而成；圓形底臺(tái)的中心設(shè)有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質(zhì)的底臺(tái)通道，并設(shè)有固定桿穿過(guò)底臺(tái)通道和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；所述固定桿內(nèi)設(shè)有通入冷卻工質(zhì)的噴管以及冷卻工質(zhì)流入入口。該鼻錐采用層板式發(fā)汗冷卻結(jié)構(gòu)和逆向噴流相結(jié)合的方式進(jìn)行防熱設(shè)計(jì)，既能實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行器頭部非駐點(diǎn)區(qū)的熱防護(hù)和駐點(diǎn)區(qū)的熱防護(hù)，又具有需要的冷卻劑量小、散熱強(qiáng)度大、可靠性高的特性。
文檔編號(hào)B64C1/38GK103192978SQ20131011229
公開(kāi)日2013年7月10日 申請(qǐng)日期2013年4月2日 優(yōu)先權(quán)日2013年4月2日
發(fā)明者劉偉強(qiáng), 聶濤, 孫健, 陸海波, 戎宜生, 劉洪鵬, 謝倫婭 申請(qǐng)人:中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)