[發明專利]一種應用于可往返式高超聲速飛行器頭錐表面的發散和氣膜雙冷卻系統

在審

• 申請號: 202010572714.5
• 申請日: 2020-06-22
• 公開（公告）號: CN111688908A
• 公開（公告）日: 2020-09-22
• 發明（設計）人: 李育隆;周瀅;王領華;余群
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學;中國運載火箭技術研究院
• 主分類號: B64C1/38
• 分類號: B64C1/38;B64D13/00;B64G1/58;B64C30/00
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• 代理人: 暫無信息

1.本發明提供了一種應用于可往返式高超聲速飛行器頭錐表面的發散與氣膜雙冷卻系統，其特征在于，包括可往返式高超聲速飛行器頭錐(17)、發散冷卻系統、氣膜冷卻系統；

所述發散冷卻系統，包括儲水箱(1)、冷卻水輸送管路、冷液腔(5)、多孔壁面(6)及相應的附件系統；

所述氣膜冷卻系統，包括液氮罐(7)、氣化裝置(11)、加速裝置(1³)、液氮輸送管路、冷氣腔(15)、氣膜孔陣列(16)以及相應的附件系統；

所述冷卻水輸送管路，包括依次連接的泵(²)、第一流量計(3)以及相應管道；

所述冷卻水輸送管路，還包括設置于第一流量計(3)后的第一壓力傳感器(4)；

所述液氮罐(7)，為自增壓的液氮罐；

所述液氮輸送管路，包括依次連接的閥(8)、氣化裝置(11)、加速裝置(13)、第二流量計(14)以及相應管道；

所述液氮輸送管路，還包括設置于閥與氣化裝置之間的第二壓力傳感器(10)與第一溫度傳感器(9)；

所述液氮輸送管路，還包括設置于氣化裝置與加速裝置之間的第三壓力傳感器(12)；

所述高超聲速飛行器頭錐(17)，其表面分為兩個區域，包含駐點的駐點區(18)和不包含駐點的非駐點區(19)；所述多孔壁面(6)設置于所述頭錐表面駐點區(18)，且與設置于頭錐駐點區內部的所述冷液腔(5)相連；所述氣膜孔陣列(16)設置于所述頭錐表面非駐點區(19)，且與設置于頭錐非駐點區內部的所述冷氣腔(15)相連；

所述頭錐表面駐點區的邊界線與所述飛行器頭錐的中軸線(20)之間的夾角為25°；

所述發散與氣膜雙冷卻系統，所述頭錐表面駐點區(18)采用發散冷卻，冷卻劑為液態水，所述頭錐表面非駐點區(19)采用氣膜冷卻，冷卻劑為氮氣；所述發散冷卻系統與所述氣膜冷卻系統獨立工作。

2.一種使用權利要求1中所述的發散冷卻系統實現對所述頭錐表面駐點區發散冷卻的方法，其特征在于，其步驟為：

1)保證儲水箱(1)中儲存足量的液態冷卻水后，啟動所述泵(2)抽取冷卻水，通過輸送管路到達冷液腔(5)；

2)在冷液腔(5)中儲存的冷卻水經過多孔壁面(6)的減壓汽化后排出，在所述頭錐表面駐點區(18)形成保護氣膜，同時冷卻水汽化吸收熱量，冷卻所述頭錐表面駐點區(18)。

3.如權利要求2所述的發散冷卻的方法，其特征在于，還包括：

當所述第一壓力傳感器(4)返回的壓力信號過低，即進入冷液腔(5)中的冷卻水壓力不足時，增大泵(2)的功率，確保進入冷液腔(5)中冷卻水的壓力足夠高。

4.一種使用權利要求1中所述的氣膜冷卻系統實現對所述頭錐表面非駐點區發散冷卻的方法，其特征在于，其步驟為：

1)保證液氮罐(7)儲存足量的高壓液氮后，打開閥(8)，液氮通過氣化裝置(11)變為氣體；

2)氮氣經過加速裝置(13)加速進入冷氣腔(15)，在冷氣腔中儲存的氮氣通過氣膜孔陣列(16)排出，在頭錐表面非駐點區形成保護氣膜。

5.如權利要求4所述的氣膜冷卻的方法，其特征在于，還包括：

當所述第二壓力傳感器(10)返回的壓力信號過低，即氣化后的氮氣壓力不足時，增大閥(2)的開度，確保氣化后的氮氣壓力足夠高；當所述第一溫度傳感器(9)范圍的溫度信號過高，即氣化后的氮氣溫度過高時，增大氣化裝置(11)的功率，確保氣化后的氮氣溫度足夠低；當所述第三壓力傳感器(12)返回的壓力信號過低，即加速后的氮氣壓力不足時，增大加速裝置的功率，確保加速進入冷氣腔(15)的氮氣壓力足夠高。

6.如權利1所述的發散與氣膜雙冷卻系統，其特征在于，所述氣膜孔陣列靠近駐點區的第一個氣膜孔的中軸線與所述飛行器頭錐的中軸線之間的夾角為5°到10°。

7.如權利1所述的發散冷卻系統，其特征在于，所述多孔壁面的孔隙率在0.5至0.9之間，平均孔徑在40μm到60μm之間。