[發明專利]一種高超聲速飛行器前緣冷卻增強結構

有效

• 申請號: 201911283009.7
• 申請日: 2019-12-13
• 公開（公告）號: CN110979633B
• 公開（公告）日: 2022-04-26
• 發明（設計）人: 龔春林;胡嘉欣;常越;茍建軍;陳兵;王健磊;吳蔚楠;嚴政委
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64C1/38
• 分類號: B64C1/38;B64C30/00
• 代理公司: 西安通大專利代理有限責任公司 61200
• 代理人: 張海平

本發明公開了一種高超聲速飛行器前緣冷卻增強結構，所述高超聲速飛行器前緣內部分布冷卻通道，冷卻通道中加入流體工質，前緣的冷卻通道內設置有若干用于改變流經高超聲速飛行器前緣處冷卻通道中流體工質流動性能的渦流發生器。通過流動的工質將熱量從高溫區轉移到低溫區，尤其適用于飛行器前緣等局部溫度極高，而相鄰位置溫度較低的區域。本發明結構簡單，適用于增強各種超高速飛行器冷卻通道系統的冷卻能力。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器熱防護技術領域，具體涉及一種高超聲速飛行器前緣冷卻增強結構。

背景技術

隨著航空航天技術的發展，尤其高超聲速飛行器的發展，高超聲速引起的高氣動熱對飛行器結構/熱防護技術帶來了嚴峻的挑戰。高超聲速飛行器前緣位置氣動熱尤為劇烈，因此飛行器前緣熱防護要求更高。飛行器前緣熱防護主要分為被動熱防護、半主動熱防護及主動熱防護。前緣被動熱防護主要用耐高溫材料隔熱，但此方法會使前緣結構笨重，不利于飛行器輕量化。前緣半主動熱防護有熱管和燒蝕，其中熱管啟動困難，燒蝕防熱會使前緣結構發生改變。前緣主動防熱有薄膜冷卻、蒸發冷卻和冷卻通道冷卻。其中由于冷卻通道主動冷卻可循環利用飛行器發動機燃料作為冷卻工質，利于飛行器輕量化，因此相較于薄膜和蒸發冷卻，具有更好的前景。雖然前緣冷卻通道主動冷卻熱防護系統有保護前緣外形和輕量等優點，但其冷卻效果卻不夠理想。

對具體如圖1某高超聲速飛行器前緣熱防護采用冷卻通道主動冷卻熱防護方案研究過程中：冷卻通道主動冷卻通過在高超聲速飛行器前緣布置冷卻通道流過流體工質，使得該高超聲速飛行器前緣與流體工質進行熱交換，降低前緣溫度，同時流體工質將熱量帶到溫度較低區域，最終一定程度保證氣動加熱劇烈的飛行器前緣結構不被破壞。但由于冷卻效果未達預期，結構還是發生了一定損壞。通過研究分析發現，流體工質與結構的熱交換效率不高是冷卻效果不好的重要原因。雖然增大流體工質流量可提升冷卻效果，但飛行器所需攜帶的工質質量也會因此增大，不利于飛行器輕量化。

發明內容

為解決現有技術中存在的提高冷卻通道的冷卻效果同時不增加對流體工質的需求的問題，本發明提供了一種高超聲速飛行器前緣冷卻增強結構，冷卻增強結構內部具有渦流發生器，該球凸型渦流發生器增強冷卻不會改變前緣冷卻通道結構，則前緣冷卻通道的結構強度不會發生改變，因此球凸型渦流發生器增強冷卻的同時還能一定程度保證前緣結構強度。

為達到上述目的，本發明采用的技術方案如下：

一種高超聲速飛行器前緣冷卻增強結構，所述高超聲速飛行器前緣內部分布冷卻通道，冷卻通道中加入流體工質，前緣的冷卻通道內設置有若干用于改變流經高超聲速飛行器前緣處冷卻通道中流體工質流動性能的渦流發生器。

所述高超聲速飛行器前緣豎截面為等腰三角形，且等腰三角形的頂角倒圓角；沿高超聲速飛行器前緣的兩外表面方向設置至少兩層冷卻通道，且上下層的對應兩個冷卻通道在高超聲速飛行器前緣圓角處連通形成∠形。

所述渦流發生器設置在兩個冷卻通道連通處。

多個所述渦流發生器關于高超聲速飛行器前緣對稱面對稱設置。

所述渦流發生器為球型凸起結構。

所述渦流發生器的直徑為3mm。

當冷卻工質流量為0.1kg/s時，渦流發生器數量為兩個。

當冷卻工質流量為0.1kg/s，渦流發生器的布置數量為四個。

所述流體工質為航空煤油。

所述流體工質通過泵入裝置向冷卻通道泵入。

與現有技術相比，本申請結構具有如下優點：