[發明專利]一種用于高溫頭錐的冷卻熱防護裝置

有效

• 申請號: 202010828732.5
• 申請日: 2020-08-18
• 公開（公告）號: CN111927647B
• 公開（公告）日: 2021-08-27
• 發明（設計）人: 胥蕊娜;姜培學;廖志遠
• 申請（專利權）人: 清華大學
• 主分類號: F02K7/10
• 分類號: F02K7/10;F02K1/82;F02K1/78
• 代理公司: 北京高沃律師事務所 11569
• 代理人: 張夢澤

本發明公開一種用于高溫頭錐的冷卻熱防護裝置，通過拉瓦爾噴管將冷卻劑注入通道輸入的冷卻劑降壓提速至超聲速狀態后噴出，噴出的冷卻劑在換熱腔室中對所述外殼進行沖擊冷卻，帶走熱量，大幅度降低了頭錐結構的溫度，具有熱防護熱流密度大、冷卻劑清潔無結焦、結構簡單的特點，可以廣泛應用于飛行器各種頭錐前緣結構的熱防護作業中。

技術領域

本發明涉及飛行器熱防護技術領域，特別是涉及一種用于高溫頭錐的冷卻熱防護裝置。

背景技術

航空航天技術是一個國家綜合科技水平和經濟實力的體現，在國家安全、遠端通訊和經濟發展等領域都有著重要的戰略意義，是全世界各國競爭激烈的重點發展領域。隨著航天航空技術的發展，高超聲速(Ma5，Ma為馬赫數)飛行器和大推力火箭都得到了迅速發展，而隨之引起的氣動加熱增加和發動機燃燒室溫度提高，使得熱防護技術成為航天航空技術發展的關鍵難題。以高超聲速飛行器為例，如圖1所示為高超聲速飛行器的典型熱環境示意圖。飛行器高速飛行時，其飛行器頭錐以及機翼前緣承受劇烈的氣動加熱，超聲速主流經過進氣道被壓縮注入超燃沖壓發動機，通過隔離段后進入到燃燒室和燃料進行摻混并燃燒，產生的高溫高壓燃氣經過尾噴管噴出后產生巨大的反推力維持飛行器高速飛行。當飛行馬赫數達到8時，超燃沖壓發動機內主流總溫超過3000K，使得燃燒室壁面承受了極高的氣動熱流密度。但隨著飛行器速度進一步提升，燃燒溫度繼續提高，單純的再生冷卻技術面臨著燃料熱沉不足、換熱能力不足等技術問題，因此有必要采用更為高效穩定的熱防護方式對高超聲速發關鍵部件進行冷卻，以適應目前飛行器技術的飛速發展。

發明內容

基于此，本發明的目的是提供一種用于高溫頭錐的冷卻熱防護裝置，利用冷卻劑沖擊對流冷卻，實現對高溫頭錐進行承載、熱防護一體化。

為實現上述目的，本發明提供了一種用于高溫頭錐的冷卻熱防護裝置，所述裝置包括：

支撐結構、拉瓦爾噴管、換熱腔室、外殼和冷卻劑注入通道；所述支撐結構設置在所述外殼內部，所述冷卻劑注入通道和所述拉瓦爾噴管均設置在所述支撐結構內部，所述換熱腔室設置在所述外殼的內部，所述冷卻劑注入通道通過所述拉瓦爾噴管與所述換熱腔室連通；

所述拉瓦爾噴管用于將所述冷卻劑注入通道輸入的冷卻劑降壓提速至超聲速狀態后噴出；

所述換熱腔室用于利用噴出的冷卻劑對所述外殼進行沖擊冷卻，帶走熱量。

可選地，在所述外殼上設置至少一個所述排氣槽，所述排氣槽與所述換熱腔室對應設置；所述排氣槽用于將換熱后的冷卻劑排出。

可選地，帶有所述拉瓦爾噴管和所述冷卻劑注入通道的所述支撐結構通過鍛造、鑄造、切削或3D打印方式一體化加工。

可選地，所述外殼內側為微納米級強化換熱結構。

可選地，所述微納米級強化換熱結構為激光刻蝕形成的方柱陣列。

可選地，在所述方柱陣列表面生長納米線結構。

可選地，所述方柱陣列的高度為40μm、寬度為20μm；所述納米線結構的高度為1μm、直徑為100nm。

可選地，所述排氣槽為長方形、方形、三角形、圓形和雪花形中至少一種。

可選地，所述裝置還包括：在所述外殼表面鋪設加隔熱層、輻射反射膜和隱形鍍層中至少一種。

可選地，所述冷卻劑為超臨界壓力二氧化碳。

根據本發明提供的具體實施例，本發明公開了以下技術效果：