[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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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。該發明主要包括高超聲速飛行器頭錐表面、發散冷卻系統、氣膜冷卻系統，所述高超聲速飛行器頭錐表面分為兩個區域，包含駐點的駐點區和不包含駐點的非駐點區，所述頭錐表面駐點區采用發散冷卻，冷卻劑為液態水，所述頭錐表面非駐點區采用氣膜冷卻，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。本發明不僅能同時滿足駐點區與非駐點區的冷卻需求，駐點區冷卻效率不低于90％，非駐點區冷卻效率不低于60％，還能有效的降低飛行器所需要攜帶的冷卻劑的重量。

技術領域

本發明屬于飛行器熱防護領域，特別涉及一種高超聲速飛行器用的發散和氣膜雙冷卻系統。

背景技術

自20世紀以來，航空航天工程得到了飛速發展，各種飛行器的飛行速度與高度正在不斷挑戰人類科技的極限，但是速度在5馬赫數到10馬赫數之間的可往返式高超聲速飛行器目前還是空白，也是未來飛行器發展的重點方向，各航天大國目前均進行了研究，可往返式高超聲速飛行器在大氣空間中飛行時會產生“氣動加熱”效應，靠近飛行器表面的氣體由于劇烈摩擦而大幅度升溫，從而對飛行器機體表面結構進行加熱，使得飛行器表面，尤其是頭錐等部位的溫度大幅度升高，現有的材料不能承受如此的高溫，必須采用適當的熱防護措施，傳統的燒蝕熱防護，燒蝕涂層不能重復使用，每飛行一次要重新噴涂，成本很高，可往返式高超聲速飛行器對飛行速度、可重復使用性和可靠性的要求更高，同時還要求更低的維護成本，因此，研究更高效更可靠的熱防護方式就很有必要。

主動熱防護能夠在不改變飛行器氣動外形的條件下長時間工作，可重復使用，冷卻效率更高，是未來能夠替代燒蝕等被動熱防護的有效手段。最常見的主動熱防護技術有發散冷卻和氣膜冷卻，發散冷卻通常以液體為冷卻劑，液體在多孔壁面中受熱汽化，此過程由于汽化潛熱的存在，能帶走大量熱量，汽化后的冷卻劑通過多孔壁面排出，在被冷卻表面形成一層保護氣膜，這層氣膜能有效降低壁面與主流氣體的換熱。氣膜冷卻以氣體為冷卻劑，氣體通過飛行器壁面上的多個小孔結構(又稱冷卻孔或氣膜孔)排出，在被冷卻表面形成一層保護氣膜。

由此可見，發散冷卻的冷卻過程由兩個部分組成：內部傳熱：冷卻劑汽化帶走熱量，外部隔熱：氣膜減少壁面與主流氣體的換熱，而氣膜冷卻的冷卻過程只包括后者，因此發散冷卻的冷卻能力更強，對于頭錐的駐點區，熱流密度很大，發散冷卻能更好的滿足熱防護需求。

發散冷卻雖然冷卻能力高于氣膜冷卻，但是需要攜帶更多的冷卻劑，對于飛行器來說，減重也十分重要，因此在熱流密度相對較低的非駐點區可采用氣膜冷卻。

這種發散與氣膜雙冷卻系統既能滿足可往返式高超聲速飛行器頭錐表面的熱防護需求，又能有效的減少所需攜帶的冷卻劑的重量。

當前對氣膜冷卻和發散冷卻的研究多集中在低速主流應用前提下，對于高超聲速主流條件下的氣膜冷卻和發散冷卻的特性研究較少，更沒有一種將發散冷卻和氣膜冷卻相結合的雙冷卻主動熱防護系統，以及對其性能的研究。

發明內容

本發明的目的在于提供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。

本發明的目的是通過如下技術方案實現的：

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；

其中，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；

其中，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；