本發(fā)明涉及一種高超飛行器的前緣部位的熱防護結(jié)構(gòu)，屬于飛行器熱防護技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)：

航空航天技術(shù)，作為一個國家經(jīng)濟、軍事、國際地位的重要象征，在世界上很多國家都得到了大力投入，并帶動了相關(guān)領(lǐng)域產(chǎn)業(yè)的繁榮發(fā)展。為滿足更高、更快的飛行要求，航空航天飛行器的各項參數(shù)不斷地得到突破性的提升，其中代表性的就是高超聲速(Ma＞5，Ma為馬赫數(shù))飛行器的發(fā)展。如圖1所示，在典型高超聲速飛行器的飛行工況(馬赫數(shù)Ma＝6.5，氣流總溫為1800K)下，高超聲速飛行器的一些關(guān)鍵前緣部位如前緣頭帽、機翼前緣、發(fā)動機進氣口、整流罩前緣等，都受到外界氣流強烈的氣動加熱，其工作溫度高達上千攝氏度，現(xiàn)有的材料與冷卻技術(shù)已無法滿足其愈發(fā)惡劣的工作環(huán)境。在一般情況下，根據(jù)飛行馬赫數(shù)的提高，高超飛行器其熱防護方式由被動防護轉(zhuǎn)變?yōu)橹鲃永鋮s，逐漸使用再生冷卻、氣膜冷卻乃至發(fā)汗冷卻。這些冷卻方式都能較好地實現(xiàn)高超飛行器的超燃發(fā)動機乃至機身的熱防護，但是對于前緣部件難以有效地冷卻。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

針對上述問題，本發(fā)明的目的是提供一種能夠?qū)Ω叱w行器的關(guān)鍵前緣部位進行有效冷卻的高超飛行器的前緣部件的熱防護結(jié)構(gòu)。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采取以下技術(shù)方案：一種高超飛行器的前緣部位的熱防護結(jié)構(gòu)，其特征在于：該熱防護結(jié)構(gòu)由外向內(nèi)依次為外殼層和內(nèi)壁層；所述外殼層包括處于前緣部位頂端的第一頭蓋和與第一頭蓋固定連接的前緣側(cè)壁外殼，所述第一頭蓋由耐高溫材料制成，所述前緣側(cè)壁外殼由鋼基多孔材料制成；所述內(nèi)壁層包括與所述第一頭蓋相對應(yīng)布置的第二頭蓋和與所述第二頭蓋固定連接且與所述前緣側(cè)壁外殼相對應(yīng)布置的金屬外殼，所述第二頭蓋由鋼基多孔材料制成；所述內(nèi)壁層與所述外殼層之間形成冷卻通道，所述內(nèi)壁層與所述外殼層之間通過多根支撐肋連接；在所述內(nèi)壁層的內(nèi)側(cè)設(shè)置有用于貯存冷卻劑的儲水囊，所述儲水囊通過樹形毛細(xì)分形結(jié)構(gòu)與所述第二頭蓋連接，為所述第二頭蓋提供發(fā)汗冷卻所需的冷卻劑。

進一步地，所述第一頭蓋由碳/碳復(fù)合材料制成。

進一步地，所述支撐肋包括主支撐肋和輔助支撐肋；所述主支撐肋的一端固定連接在所述第一頭蓋與所述前緣側(cè)壁外殼的連接處，另一端固定連接在所述第二頭蓋與所述金屬外殼的連接處；所述輔助支撐肋固定連接在所述前緣側(cè)壁外殼與所述金屬外殼之間；所述主支撐肋和輔助支撐肋由耐高溫材料制成。

進一步地，用于制作所述主支撐肋和輔助支撐肋的耐高溫材料為鋼材料或碳/碳復(fù)合材料。

進一步地，在所述第二頭蓋與所述第一頭蓋之間設(shè)置有連接兩者的導(dǎo)熱肋，所述導(dǎo)熱肋由高導(dǎo)熱材料制成。

進一步地，所述主支撐肋為六根且呈均勻分布；所述輔助支撐肋為八根且呈均勻分布。

進一步地，所述導(dǎo)熱肋為六根且呈均勻分布。

進一步地，所述儲水囊放置在固定倉內(nèi)，所述固定倉與高超飛行器主體固定連接。

本發(fā)明由于采取以上技術(shù)方案，其具有以下優(yōu)點：1、本發(fā)明能夠利用毛細(xì)分形結(jié)構(gòu)所產(chǎn)生的毛細(xì)作用力，將貯存于儲水囊中的冷卻劑抽吸至多頭蓋表面潤濕；當(dāng)受到外界熱流作用時，耐高溫的第一頭蓋溫度升高，進而引起冷卻通道內(nèi)溫度升高，第二頭蓋表面冷卻劑受熱蒸騰，吸收大量的熱量，同時拉動儲水囊內(nèi)的冷卻劑源源不斷地進行補充；隨后冷卻劑蒸汽與第一頭蓋內(nèi)壁進行對流換熱，并在壓力的作用下由冷卻通道滲入具有巨大比表面積的前緣側(cè)壁外殼，與前緣側(cè)壁外殼進行強烈的對流換熱，有效地帶走前緣側(cè)壁外殼的熱量；同時由于在外界高速氣流的作用下，冷卻劑蒸汽從前緣側(cè)壁外殼滲出時會受到阻力，流速不是很高，因此滲出的冷卻劑蒸汽會在前緣側(cè)壁外殼表面形成滯留覆蓋，增厚了流體的邊界層，形成了保護氣膜，起到了阻礙高溫高速主流向側(cè)壁面的傳熱作用，降低了熱流密度；另外，由于冷卻劑相變時保持某一溫度不變，因此能根據(jù)不同的外界熱流產(chǎn)生不同的蒸發(fā)速率，從而實現(xiàn)對外界熱流的自適應(yīng)特性，在高熱流時快速蒸發(fā)，在低熱流時節(jié)省冷卻劑。2、本發(fā)明由于內(nèi)壁層與外殼層之間通過多根支撐肋連接，因此能夠加強整體結(jié)構(gòu)強度，用以彌補采用多孔結(jié)構(gòu)對前緣部位的強度所造成的削弱。

附圖說明

圖1是典型高超飛行器的前緣部位熱流示意圖；

圖2是本發(fā)明的整體結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是本發(fā)明主支撐肋和導(dǎo)熱肋的分布示意圖；

圖4是本發(fā)明輔助支撐肋的分布示意圖。

具體實施方式

下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進行詳細(xì)的描述。

如圖2所示，本發(fā)明提出了一種高超飛行器的前緣部位的熱防護結(jié)構(gòu)，該熱防護結(jié)構(gòu)由外向內(nèi)依次為外殼層和內(nèi)壁層。外殼層包括處于前緣部位頂端的頭蓋1和與頭蓋1固定連接的前緣側(cè)壁外殼2，其中，頭蓋1由耐高溫材料(如碳/碳復(fù)合材料)制成，前緣側(cè)壁外殼2由鋼基多孔材料制成。內(nèi)壁層包括與頭蓋1相對應(yīng)布置的頭蓋3和與頭蓋3固定連接且與前緣側(cè)壁外殼2相對應(yīng)布置的金屬外殼4，其中，頭蓋3由鋼基多孔材料制成。內(nèi)壁層與外殼層之間形成冷卻通道，內(nèi)壁層與外殼層之間通過多根支撐肋連接。在內(nèi)壁層的內(nèi)側(cè)設(shè)置有用于貯存冷卻劑的儲水囊5，儲水囊5通過樹形毛細(xì)分形結(jié)構(gòu)6與頭蓋3連接，為多孔的頭蓋3提供發(fā)汗冷卻所需的冷卻劑。

上述實施例中，支撐肋包括主支撐肋7和輔助支撐肋8，其中，主支撐肋7的一端固定連接在頭蓋1與前緣側(cè)壁外殼2的連接處，另一端固定連接在頭蓋3與金屬外殼4的連接處；輔助支撐肋8固定連接在前緣側(cè)壁外殼2與金屬外殼4之間。主支撐肋7和輔助支撐肋8由耐高溫材料制成(如鋼材料、碳/碳復(fù)合材料等)，其作用是加強整體結(jié)構(gòu)強度。

上述實施例中，在頭蓋3與頭蓋1之間設(shè)置有連接兩者的導(dǎo)熱肋9，其由高導(dǎo)熱材料制成，用以加強頭蓋1和頭蓋3之間的熱傳導(dǎo)以及加強整體結(jié)構(gòu)強度。

上述實施例中，如圖3所示，主支撐肋7為六根且呈均勻分布；導(dǎo)熱肋9為六根且呈均勻分布；如圖4所示，輔助支撐肋8為八根且呈均勻分布，輔助支撐肋8能夠有效分擔(dān)氣動阻力以及高溫帶來的應(yīng)力變化，從而增加結(jié)構(gòu)強度。

上述實施例中，儲水囊5放置在固定倉10內(nèi)，固定倉10與高超飛行器主體固定連接。

上述實施例中，可以根據(jù)需要在頭蓋3上開設(shè)直接0.1mm左右的微孔(圖中未示出)或者改變毛細(xì)分形結(jié)構(gòu)6的參數(shù)，以提高冷卻抽吸速度，從而實現(xiàn)更高的冷卻能力。

本發(fā)明的工作原理如下：本發(fā)明利用頭蓋3內(nèi)部孔隙和毛細(xì)分形結(jié)構(gòu)6所產(chǎn)生的毛細(xì)作用力，將貯存于儲水囊5中的冷卻劑抽吸至多頭蓋3表面潤濕。當(dāng)受到外界熱流作用時，耐高溫的頭蓋1溫度升高，進而引起冷卻通道內(nèi)溫度升高，頭蓋3表面冷卻劑受熱蒸騰，吸收大量的熱量，同時拉動儲水囊5內(nèi)的冷卻劑源源不斷地進行補充。隨后冷卻劑蒸汽與頭蓋1內(nèi)壁進行對流換熱，并在壓力的作用下由冷卻通道滲入具有巨大比表面積的前緣側(cè)壁外殼2，與前緣側(cè)壁外殼2進行強烈的對流換熱，有效地帶走前緣側(cè)壁外殼2的熱量。同時由于在外界高速氣流的作用下，冷卻劑蒸汽從前緣側(cè)壁外殼2滲出時會受到阻力，流速不是很高，因此滲出的冷卻劑蒸汽會在前緣側(cè)壁外殼2表面形成滯留覆蓋，增厚了流體的邊界層，形成了保護氣膜，起到了阻礙高溫高速主流向側(cè)壁面的傳熱作用，降低了熱流密度。另外，由于冷卻劑相變時保持某一溫度不變，因此能根據(jù)不同的外界熱流產(chǎn)生不同的蒸發(fā)速率，從而實現(xiàn)對外界熱流的自適應(yīng)特性，在高熱流時快速蒸發(fā)，在低熱流時節(jié)省冷卻劑。

上述各實施例僅用于對本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和有益效果進行了進一步詳細(xì)說明，并不用于限制本發(fā)明，凡在本發(fā)明的精神和原則之內(nèi)，所做的任何修改、等同替換、改進等，均應(yīng)包含在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。