自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置及飛行器的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明提供一種自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置及飛行器，該熱防護(hù)裝置包括：至少一條設(shè)置在機(jī)體前緣內(nèi)部的排氣通道和一用于儲(chǔ)存冷卻工質(zhì)的貯藏箱；所述排氣通道的進(jìn)氣孔設(shè)置在機(jī)體尖化前緣的迎流面，所述排氣通道的出氣孔設(shè)置在機(jī)體尖化前緣的背流面；所述貯藏箱靠近進(jìn)氣孔的一側(cè)設(shè)置有能隨所述進(jìn)氣孔壓力增加而產(chǎn)生變形并擠壓貯藏箱內(nèi)部冷卻工質(zhì)的柔性隔膜，所述貯藏箱通過排液口與所述出氣孔連通。飛行器在飛行過程中，利用進(jìn)氣孔與出氣孔之間的氣流壓差，將貯藏箱內(nèi)的冷卻工質(zhì)主動(dòng)噴灑在前緣尖端，進(jìn)而降低尖端溫度，尖化前緣附近的氣流場(chǎng)不受干擾，且不會(huì)增加前緣的阻力。
【專利說明】自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置及飛行器
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及高超聲飛行器前緣氣動(dòng)熱防護(hù)技術(shù)，尤其涉及一種自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置及飛行器，特別適用于具有尖化前緣飛行器(如吸氣式高超聲速飛行器等)的前緣熱防護(hù)。
【背景技術(shù)】
[0002]飛行器在大氣層內(nèi)高速飛行時(shí)，飛行器周圍的空氣受到強(qiáng)烈的壓縮和劇烈的摩擦作用，氣流的大部分動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能，使飛行器周圍的溫度急劇升高，高溫氣體對(duì)飛行器進(jìn)行加熱，氣動(dòng)熱問題也由此產(chǎn)生。時(shí)至今日，熱防護(hù)仍是各類高速航空器及航天器設(shè)計(jì)中所必需考慮的重要問題。熱防護(hù)問題以飛行器前緣氣動(dòng)加熱最為突出，這一區(qū)域的氣動(dòng)加熱主要源自高速運(yùn)動(dòng)的氣流碰撞至飛行器前緣后迅速滯止，大量的分子動(dòng)能轉(zhuǎn)化為熱能。一般而言，這一區(qū)域是整個(gè)飛行器氣動(dòng)加熱最為嚴(yán)重的區(qū)域。
[0003]氣動(dòng)熱防護(hù)問題是一個(gè)復(fù)雜的多學(xué)科問題，與飛行器的外形、材料及結(jié)構(gòu)等均直接相關(guān)。現(xiàn)有的技術(shù)手段除采用先進(jìn)的耐熱材料(如碳-碳、碳-硅復(fù)合材料等)外，前緣熱防護(hù)一般通過鈍化、噴流、增加支桿等手段改變飛行器外形及其周圍流場(chǎng)，達(dá)到減小前緣區(qū)域熱流之目的。鈍化防熱的主要原理是利用駐點(diǎn)熱流與當(dāng)?shù)剽g化半徑成反比例的關(guān)系，將飛行器前緣進(jìn)行鈍化處理以減小熱流。這一方式應(yīng)用最為廣泛。但降低前緣熱流的同時(shí)，飛行器的阻力將不可避免的增加。噴流法是在駐點(diǎn)附近開孔，從孔中噴射出與來流方向相反的液體來降低駐點(diǎn)區(qū)域的熱流，但這一方法會(huì)破壞整個(gè)駐點(diǎn)區(qū)域的流場(chǎng)。支桿方法是在飛行器前緣探出一根細(xì)桿，在飛行中，通過支桿的燒蝕來保護(hù)飛行器的前緣，這一方法同樣會(huì)破壞前緣附近的流場(chǎng)。在上述基礎(chǔ)上，還有學(xué)者提出凹腔法、支桿噴流法、氣動(dòng)盤法、溢流法等新概念，但這些方法仍處于研究探索階段。
[0004]從目前的實(shí)際應(yīng)用看，直接鈍化防熱仍是最為簡(jiǎn)單且應(yīng)用最為廣泛的方法。然而，鈍化防熱需以犧牲飛行器的氣動(dòng)性能為代價(jià)，應(yīng)用時(shí)必須在減阻和熱防護(hù)之間進(jìn)行平衡。此外，對(duì)于乘波體或高超聲速吸氣式飛行器等新型飛行器而言，機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)完全耦合，這就需要飛行器前緣必須采用尖化前緣，而且前緣附近的流場(chǎng)不應(yīng)受到干擾。這一問題直接促進(jìn)了新型熱防護(hù)系統(tǒng)的研究，本發(fā)明主要針對(duì)這一背景和需求提出。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0005]本發(fā)明提供一種自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置及飛行器，用于克服現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，具有自適應(yīng)功能，且飛行器前緣附近的氣流場(chǎng)不受干擾，不增加飛行器前緣的阻力。
[0006]本發(fā)明提供一種自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，包括:
[0007]至少一條設(shè)置在機(jī)體前緣內(nèi)部的排氣通道和一用于儲(chǔ)存冷卻工質(zhì)的貯藏箱；
[0008]所述排氣通道具有進(jìn)氣孔和用于將所述儲(chǔ)藏箱內(nèi)冷卻工質(zhì)噴向機(jī)體尖化前緣尖端的出氣孔；
[0009]所述排氣通道的進(jìn)氣孔設(shè)置在所述機(jī)體尖化前緣的迎流面，所述排氣通道的出氣孔設(shè)置在機(jī)體尖化前緣的背流面；
[0010]所述貯藏箱靠近進(jìn)氣孔的一側(cè)設(shè)置有能隨所述進(jìn)氣孔壓力增加而產(chǎn)生變形并擠壓貯藏箱內(nèi)部冷卻工質(zhì)的柔性隔膜，所述貯藏箱通過排液口與所述出氣孔連通。
[0011]其中:
[0012]所述排液口與所述出氣孔之間的排氣通道上設(shè)置有流量調(diào)節(jié)閥。
[0013]進(jìn)一步地:
[0014]所述貯藏箱的排液口連接有導(dǎo)流管；
[0015]所述導(dǎo)流管形成所述貯藏箱與所述出氣孔之間的排氣通道；
[0016]所述流量調(diào)節(jié)閥安裝在所述導(dǎo)流管上。
[0017]特別是:
[0018]所述出氣孔與所述導(dǎo)流管之間具有一噴腔；
[0019]所述噴腔連通所述出氣孔與所述導(dǎo)流管。
[0020]在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上:
[0021 ] 所述機(jī)體尖化前緣具有尖端；
[0022]所述尖端后部具有一臺(tái)階面；
[0023]所述進(jìn)氣孔設(shè)置在該臺(tái)階面上。
[0024]其中:
[0025]所述尖端設(shè)置有導(dǎo)熱罩。
[0026]進(jìn)一步地:
[0027]所述導(dǎo)熱罩外側(cè)面為過渡曲面。
[0028]更進(jìn)一步地:
[0029]所述出氣孔的形狀呈喇叭狀，且所述出氣孔的縮口端靠近排氣通道，擴(kuò)口端的切向朝向?qū)嵴值耐鈧?cè)面。
[0030]再進(jìn)一步地:
[0031]所述柔性隔膜設(shè)置在所述貯藏箱內(nèi)部，所述柔性隔膜將所述貯藏箱內(nèi)部分成上下兩個(gè)空腔；
[0032]所述貯藏箱內(nèi)部位于柔性隔膜下方的空腔呈漏斗狀，且該漏斗狀的空腔的縮口端與所述進(jìn)氣孔連通。
[0033]本發(fā)明還提供一種飛行器，至少包括機(jī)體，所述機(jī)體具有尖化前緣，所述尖化前緣具有迎流面和背流面；
[0034]所述飛行器還包括一熱防護(hù)裝置，所述熱防護(hù)裝置為上述自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置。
[0035]本發(fā)明提供的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置及飛行器，飛行器飛行或發(fā)射前，將貯藏箱灌滿冷卻工質(zhì)，此時(shí)，柔性隔膜自動(dòng)收縮于貯藏箱下方并阻塞進(jìn)氣孔，液態(tài)冷卻工質(zhì)被完全封閉于貯藏箱內(nèi)部；飛行器起飛或發(fā)射時(shí)，由于進(jìn)氣孔和出氣孔之間存在壓力差，高壓空氣由進(jìn)氣孔進(jìn)入，將柔性隔膜頂起，液態(tài)的冷卻工質(zhì)順著排氣通道射入前緣尖端，此時(shí)，在氣動(dòng)加熱的作用下，前緣尖端已具有較高的溫度，液態(tài)冷卻工質(zhì)進(jìn)入后迅速蒸發(fā)帶走熱量，使腔體和導(dǎo)熱罩的溫度降低，氣化后的冷卻工質(zhì)順出氣孔向后排出；當(dāng)飛行器馬赫數(shù)增加時(shí)，進(jìn)氣孔和出氣孔間的壓差增大，冷卻工質(zhì)的流速加快，單位時(shí)間內(nèi)可吸收更多的熱量；而當(dāng)飛行馬赫數(shù)降低時(shí)則反之，從而使得該熱防護(hù)系統(tǒng)具有自適應(yīng)功能，尖化前緣附近的氣流場(chǎng)不受干擾，且不會(huì)增加前緣的阻力。
【專利附圖】
【附圖說明】
[0036]圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0037]圖2為本發(fā)明實(shí)施例提供的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置中迎流面和背流面的結(jié)構(gòu)示意圖；
[0038]圖3為本發(fā)明實(shí)施例提供的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置中排氣通道的結(jié)構(gòu)示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0039]如圖1所示，本發(fā)明提供一種自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，該裝置包括至少一條設(shè)置在機(jī)體前緣內(nèi)部的排氣通道I和一貯藏箱2，排氣通道I具有進(jìn)氣孔Ia和用于將所述儲(chǔ)藏箱2內(nèi)冷卻工質(zhì)21噴向機(jī)體尖化前緣尖端的出氣孔Ib ;排氣通道的進(jìn)氣孔Ia設(shè)置在機(jī)體尖化前緣的迎流面10，排氣通道的出氣孔Ib設(shè)置在機(jī)體尖化前緣的背流面20 ;貯藏箱2用于儲(chǔ)存冷卻工質(zhì)，貯藏箱2靠近進(jìn)氣孔Ia的一側(cè)設(shè)置有能隨進(jìn)氣孔Ia壓力增加而產(chǎn)生變形并擠壓貯藏箱2內(nèi)部冷卻工質(zhì)21的柔性隔膜2a，貯藏箱2通過排液口 2b與排氣通道的出氣孔Ib連通。
[0040]高速飛行條件下，排氣通道的進(jìn)氣孔Ia由于設(shè)在迎流面10上，因此承受較高壓力，排氣通道的出氣孔Ib由于設(shè)置在背流面Ib上，因此壓力較低，由于壓力差的作用，儲(chǔ)存于貯藏箱2內(nèi)的冷卻工質(zhì)經(jīng)排氣通道I噴出，液態(tài)冷卻工質(zhì)噴射于前緣尖端上，與尖端進(jìn)行熱交換后升溫并氣化，使前緣尖端降溫，氣化后的冷卻工質(zhì)向后噴出，可具有一定的邊界層吹除功能，隨飛行馬赫數(shù)增加，進(jìn)氣孔和出氣孔的壓力差增加，冷卻工質(zhì)流量增加，將具有更強(qiáng)的降溫功能，從而具有自適應(yīng)特性。
[0041]這里的貯藏箱2可設(shè)置在機(jī)體內(nèi)部，兩端均與排氣通道I連通，柔性隔膜2a的設(shè)置需要滿足在進(jìn)氣孔與出氣孔之間存在壓差時(shí)，能夠在壓差的作用下鼓起，并壓縮貯藏箱內(nèi)部的冷卻工質(zhì)，使得冷卻工質(zhì)能從排液口排出，并最終經(jīng)出氣孔噴出，出氣孔的位置設(shè)在靠近尖端處，這樣冷卻工質(zhì)在經(jīng)出氣孔出來后有利于直接噴灑于前緣的尖端部位，進(jìn)而對(duì)尖端進(jìn)行冷卻降溫。柔性隔膜位于貯藏箱內(nèi)部，主要用以隔離空氣和冷卻工質(zhì)，防止空氣由進(jìn)氣孔Ia進(jìn)入后直接穿過液體噴出形成短路，柔性隔膜2b完全展開后應(yīng)可覆蓋整個(gè)貯藏箱的壁面。
[0042]為了更好更快地進(jìn)行熱交換，可在前緣的尖端設(shè)置導(dǎo)熱罩3，導(dǎo)熱罩3可采用導(dǎo)熱性較高的材質(zhì)制成，比如高溫合金，可在較高的溫度下保持其良好的力學(xué)性能，并具有較好的導(dǎo)熱特性；這樣，在冷卻工質(zhì)21噴灑在導(dǎo)熱罩3表面上時(shí)，可迅速與導(dǎo)熱罩3進(jìn)行熱交換并氣化，使得導(dǎo)熱罩3溫度降低，進(jìn)而達(dá)到降低尖端溫度的目的。導(dǎo)熱罩3為飛行器的直接迎流部分，其外緣設(shè)計(jì)可按照實(shí)際飛行器的需求采用尖化前緣外形或適當(dāng)鈍化。導(dǎo)熱罩3外側(cè)面為優(yōu)選為過渡曲面。
[0043]本實(shí)施例中的排氣通道I與貯藏箱2的排液口 2b連通的部分可采用導(dǎo)流管4，即利用導(dǎo)流管4代替連接在排液口 2b與出氣孔Ib之間的這部分排氣通道1，機(jī)體內(nèi)部安裝的部件較多，不必在機(jī)體內(nèi)部單獨(dú)設(shè)置排氣通道。此外，通過一根導(dǎo)流管4連接排液口 2b與出氣孔lb，可在導(dǎo)流管4上安裝流量調(diào)節(jié)閥5，相對(duì)于在貯藏箱2與出氣孔Ib之間的排氣通道I (排氣通道I通過機(jī)體內(nèi)設(shè)結(jié)構(gòu)形成)上安裝流量調(diào)節(jié)閥，安裝更為便捷。流量調(diào)節(jié)閥5的作用在于控制冷卻工質(zhì)21的輸出流量，在無需熱防護(hù)系統(tǒng)工作時(shí)，該流量調(diào)節(jié)閥門5處于關(guān)閉狀態(tài)。
[0044]在機(jī)體的迎流面設(shè)置進(jìn)氣孔la，在機(jī)體的背流面設(shè)置出氣孔lb，在機(jī)體內(nèi)部設(shè)置一貯藏箱2，柔性隔膜2a設(shè)置在所述貯藏箱內(nèi)部，柔性隔膜2a將貯藏箱內(nèi)部分成上下兩個(gè)空腔；貯藏箱內(nèi)部位于柔性隔膜上方的空腔用于儲(chǔ)存冷卻工質(zhì)21，貯藏箱內(nèi)部位于柔性隔膜下方的空腔呈漏斗狀，且該漏斗狀的空腔的縮口端與進(jìn)氣孔Ia連通。這樣，在高壓氣流經(jīng)進(jìn)氣孔Ia進(jìn)入貯藏箱2內(nèi)時(shí)，對(duì)高壓氣流有一個(gè)緩沖作用，高壓氣流會(huì)沿漏斗狀內(nèi)壁緩緩進(jìn)入貯藏箱內(nèi)，并均勻擠壓柔性隔膜，避免氣流對(duì)柔性隔膜2b局部快速擠壓而受力不均，延長(zhǎng)柔性隔膜的使用壽命。
[0045]導(dǎo)熱罩3后方的排氣通道I內(nèi)具有一噴腔6 ;噴腔6連通出氣孔Ib與流量調(diào)節(jié)閥
5。該噴腔6可形成于前緣尖端內(nèi)部，當(dāng)冷卻工質(zhì)21經(jīng)流量控制閥5出來后射入該噴腔6，反向流經(jīng)出氣孔lb，再噴到導(dǎo)流罩3表面，因出氣孔Ib的方向與排氣通道I或?qū)Я鞴?的方向不同，冷卻工質(zhì)21經(jīng)排氣通道I或?qū)Я鞴?后需要改變方向，且改變的方向角度(鈍角)較大，在改變方向處即排氣通道I與出氣孔Ib交叉處或?qū)Я鞴?與出氣孔Ib交叉處設(shè)置噴腔6，用于緩沖冷卻工質(zhì)流，此外，也減少了出氣孔Ib的冷卻工質(zhì)流量因改變方向而收到的影響。
[0046]出氣孔Ib的形狀可呈喇叭狀，且縮口端靠近排氣通道1，擴(kuò)口端的切向朝向?qū)嵴?外側(cè)面，喇叭口有利于冷卻工質(zhì)21從出氣孔Ib排出并瞬間釋放壓力，擴(kuò)口端的形狀保證最大量的冷卻工質(zhì)能夠準(zhǔn)確地噴灑在導(dǎo)熱罩3上，避免浪費(fèi)。
[0047]本發(fā)明提供的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，飛行器飛行或發(fā)射前，將貯藏箱內(nèi)灌滿冷卻工質(zhì)，關(guān)閉流量調(diào)節(jié)閥5 ;此時(shí)，柔性隔膜2b自動(dòng)收縮于貯藏箱2下方并阻塞進(jìn)氣孔，液態(tài)冷卻工質(zhì)21被完全封閉于貯藏箱2內(nèi)部；飛行器起飛或發(fā)射初期，由于飛行馬赫數(shù)較低，無需熱防護(hù)系統(tǒng)工作，此時(shí)盡管進(jìn)氣孔Ia和出氣孔Ib之間已有一定壓差，但由于流量調(diào)節(jié)閥5關(guān)閉，不可壓縮的液態(tài)冷卻工質(zhì)21仍封閉于貯藏箱2內(nèi)部；隨飛行馬赫數(shù)增加，需要熱防護(hù)系統(tǒng)開始工作時(shí)，開啟流量調(diào)節(jié)閥門5并調(diào)節(jié)至合適位置，由于進(jìn)氣孔Ia和出氣孔Ib之間存在壓力差，高壓空氣由進(jìn)氣孔進(jìn)入，將柔性隔膜2b鼓起，液態(tài)的冷卻工質(zhì)21順導(dǎo)流管4經(jīng)流量調(diào)節(jié)閥5后射入前緣導(dǎo)熱罩3后方的噴腔6。此時(shí)，在氣動(dòng)加熱的作用下，前緣導(dǎo)熱罩3及此噴腔6已具有較高的溫度，液態(tài)冷卻工質(zhì)21進(jìn)入后迅速蒸發(fā)帶走熱量，使噴腔6和導(dǎo)熱罩3的溫度降低。氣化后的冷卻工質(zhì)21順出氣孔Ib向后排出；當(dāng)飛行馬赫數(shù)增加時(shí)，進(jìn)氣孔Ia和出氣孔Ib間的壓差增大，冷卻工質(zhì)21的流速加快，單位時(shí)間內(nèi)可吸收更多的熱量；而當(dāng)飛行馬赫數(shù)降低時(shí)則反之，因而，該熱防護(hù)系統(tǒng)具有自適應(yīng)功能，尖化前緣附近的氣流場(chǎng)不受干擾，且不會(huì)增加前緣的阻力。
[0048]作為上述實(shí)施例的優(yōu)選方式，如圖2所示:
[0049]機(jī)體尖化前緣具有尖端；尖端后部具有一臺(tái)階面50 ;該臺(tái)階面50形成背流面20。
[0050]圖2給出了通過前緣形面的合理設(shè)計(jì)來獲得迎流面和背流面的壓力差圖示。如圖2所示，當(dāng)來流經(jīng)過飛行器前體后，從前緣位置產(chǎn)生斜激波30，來流經(jīng)過斜激波30后壓力升高，斜激波30與迎流面10之間的區(qū)域形成高壓區(qū)11。若在飛行器上壁面前緣附近制作一個(gè)臺(tái)階面50，則來流經(jīng)臺(tái)階面50后會(huì)產(chǎn)生膨脹波40，氣流過膨脹波40后壓力迅速降低，膨脹波40與背流面20形成低壓區(qū)12。由此，如圖2所示，通過這樣的構(gòu)型設(shè)計(jì)會(huì)產(chǎn)生高壓區(qū)11和低壓區(qū)12兩個(gè)區(qū)域，這兩個(gè)區(qū)域的壓力差隨飛行馬赫數(shù)的增加而加大。
[0051]排氣通道設(shè)置的優(yōu)選方案如下，如圖3所示:
[0052]在飛行器的迎風(fēng)面即迎流面10開一小孔即進(jìn)氣孔la，該孔向上穿過機(jī)體60，其出口為前緣背風(fēng)面20的臺(tái)階50處。顯然，在高速飛行時(shí)，由于前述壓力差的存在氣流將按照?qǐng)D中箭頭的指示流經(jīng)該小孔，且流速隨飛行馬赫數(shù)的增加而增加，本發(fā)明即利用這一原理通過在流路中間增加冷卻工質(zhì)來達(dá)到前緣防熱的目的。
[0053]本發(fā)明還提供一種飛行器，至少包括機(jī)體，機(jī)體具有尖化前緣，尖化前緣具有迎流面和背流面；飛行器還包括一熱防護(hù)裝置，該熱防護(hù)裝置為上述任意實(shí)施例的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置。
[0054]本發(fā)明實(shí)施例所述的出氣孔Ia位于飛行器上方，因而對(duì)飛行器前體下方的流場(chǎng)沒有干擾，因此十分適合于乘波飛行器或吸氣式高超聲速飛行器等的設(shè)計(jì)需求。
[0055]本文僅給出了該熱防護(hù)裝置的設(shè)計(jì)原理和二維示意圖，對(duì)于實(shí)際的三維飛行器構(gòu)型而言，進(jìn)氣孔Ia和出氣孔Ib的開孔個(gè)數(shù)、孔間距、孔截面和剖面形狀等參數(shù)，需依據(jù)實(shí)際的設(shè)計(jì)需求通過計(jì)算或?qū)嶒?yàn)具體確定。當(dāng)進(jìn)氣孔Ia和出氣孔Ib均為多個(gè)時(shí)，依然可共用同一貯藏箱2。
[0056]熱防護(hù)系統(tǒng)工作時(shí)，出氣孔Ib噴出氣態(tài)工質(zhì)的流動(dòng)方向與來流方向一致，因而可以在一定程度上起到邊界層吹除的效果，這對(duì)于減小飛行器的阻力也是有利的。
[0057]冷卻工質(zhì)貯藏箱理論上可位于飛行器內(nèi)的任意部位，但實(shí)際設(shè)計(jì)中須考慮液態(tài)工質(zhì)在導(dǎo)流管內(nèi)流動(dòng)的內(nèi)阻，應(yīng)盡可能減小導(dǎo)流管4的長(zhǎng)度。此外，隨飛行時(shí)間的增加，冷卻工質(zhì)不斷蒸發(fā)減少，飛行器的重量也不斷減輕。由此將導(dǎo)致飛行器質(zhì)心的改變。實(shí)際中也應(yīng)考慮這一因素來設(shè)計(jì)貯藏箱的位置。
[0058]若飛行器可回收并重復(fù)使用，該裝置亦可重新加注冷卻工質(zhì)后重新工作。
【權(quán)利要求】
1.一種自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于，包括: 至少一條設(shè)置在機(jī)體前緣內(nèi)部的排氣通道和一用于儲(chǔ)存冷卻工質(zhì)的貯藏箱； 所述排氣通道具有進(jìn)氣孔和用于將所述儲(chǔ)藏箱內(nèi)冷卻工質(zhì)噴向機(jī)體尖化前緣尖端的出氣孔； 所述排氣通道的進(jìn)氣孔設(shè)置在所述機(jī)體尖化前緣的迎流面，所述排氣通道的出氣孔設(shè)置在機(jī)體尖化前緣的背流面； 所述貯藏箱靠近進(jìn)氣孔的一側(cè)設(shè)置有能隨所述進(jìn)氣孔壓力增加而產(chǎn)生變形并擠壓貯藏箱內(nèi)部冷卻工質(zhì)的柔性隔膜，所述貯藏箱通過排液口與所述出氣孔連通。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述排液口與所述出氣孔之間的排氣通道上設(shè)置有流量調(diào)節(jié)閥。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述貯藏箱的排液口連接有導(dǎo)流管； 所述導(dǎo)流管形成所述貯藏箱與所述出氣孔之間的排氣通道； 所述流量調(diào)節(jié)閥安裝在所述導(dǎo)流管上。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述出氣孔與所述導(dǎo)流管之間具有一噴腔； 所述噴腔連通所述出氣孔與所述導(dǎo)流管。
5.根據(jù)權(quán)利要求1-4任一所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述機(jī)體尖化前緣尖端后部具有一臺(tái)階面； 所述進(jìn)氣孔設(shè)置在該臺(tái)階面上。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述機(jī)體尖化前緣尖端設(shè)置有導(dǎo)熱罩。
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述導(dǎo)熱罩外側(cè)面為過渡曲面。
8.根據(jù)權(quán)利要求6或7所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述出氣孔的形狀呈喇叭狀，且所述出氣孔的縮口端靠近排氣通道，擴(kuò)口端的切向朝向?qū)嵴值耐鈧?cè)面。
9.根據(jù)權(quán)利要求1所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置，其特征在于: 所述柔性隔膜設(shè)置在所述貯藏箱內(nèi)部，所述柔性隔膜將所述貯藏箱內(nèi)部分成上下兩個(gè)空腔； 所述貯藏箱內(nèi)部位于柔性隔膜下方的空腔呈漏斗狀，且該漏斗狀的空腔的縮口端與所述進(jìn)氣孔連通。
10.一種飛行器，至少包括機(jī)體，所述機(jī)體具有尖化前緣，所述尖化前緣具有迎流面和背流面，其特征在于: 所述飛行器還包括一熱防護(hù)裝置，所述熱防護(hù)裝置為權(quán)利要求1-9任一所述的自適應(yīng)主動(dòng)熱防護(hù)裝置。
【文檔編號(hào)】B64C1/38GK104326079SQ201410541748
【公開日】2015年2月4日 申請(qǐng)日期:2014年10月14日 優(yōu)先權(quán)日:2014年10月14日
【發(fā)明者】崔凱 申請(qǐng)人:中國科學(xué)院力學(xué)研究所