[發明專利]一種用以飛行器高溫部件的壁面交錯斜孔射流冷卻技術

在審

• 申請號: 202011625281.1
• 申請日: 2020-12-31
• 公開（公告）號: CN112607040A
• 公開（公告）日: 2021-04-06
• 發明（設計）人: 謝公南;李勇;周軾坤;李書磊
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: B64D33/08
• 分類號: B64D33/08
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明涉及高溫熱防護技術領域，具體公開了一種用以飛行器高溫部件的壁面交錯斜孔射流冷卻技術，用以防止飛行器關鍵部件在高溫環境中工作失效。冷卻系統包括燃油供應系統、壁面交錯斜孔射流冷卻系統和燃油流量調控系統。燃料箱的燃油經燃料泵進入壁面交錯斜孔射流冷卻通道中，通道內流量可通過自動調節閥控制。壁面交錯斜孔射流冷卻通道可有效抑制飛行器高溫部件失效速率，防止傳統冷卻通道中傳熱惡化現象的發生，為飛行器冷卻系統的設計提供一種新思路。

技術領域

本發明涉及高溫熱防護技術領域，特別是涉及壁面交錯斜孔射流冷卻通道，利用交錯斜孔削弱熱流不均勻性，提高傳熱能力，高效冷卻飛行器的高溫部件。

背景技術

高超聲速飛行器因其隱身性能好、飛行速度快(馬赫5以上)、打擊范圍廣、有效載荷大等優點而成為世界各軍事強國大力研制的新概念空中作戰平臺，動力裝置的選取至關重要，比較不同馬赫數下火箭發動機、渦噴發動機、亞燃沖壓發動機和超燃沖壓發動機的比沖大小，發現氫燃料和碳氫燃料吸氣式發動機的比沖高于非吸氣式的火箭發動機；渦輪渦扇發動機因渦輪葉片的耐溫問題，飛行速度一般低于馬赫3；亞燃沖壓發動機中超聲速氣流通過進氣道被壓縮導致循環過程效率降低，僅可實現馬赫3-5范圍內的飛行；此外，氫燃料在儲存和運輸等方面要求較高，同時低密度的氫燃料會導致結構體積和重量的增加，碳氫燃料不存在上述缺陷。

以碳氫燃料為推進劑的超燃沖壓發動機被普遍認為是高超聲速飛行器的核心部件。超燃沖壓發動機在高超聲速下飛行，燃燒釋熱和氣動加熱雙重作用使得燃燒室的熱負荷劇增，當飛行馬赫數達到8以上時，燃燒室溫度和熱流密度分別接近4000K和10-20MW/m²，而目前最先進的耐高溫復合材料(C/C和SiC)的耐熱溫度也僅為2200K；因此，僅依靠被動隔熱無法保證超燃沖壓發動機在高飛行馬赫數下運行的安全性，采用自身燃料作為冷卻劑的主動再生冷卻技術被認為是解決燃燒室有效熱控的最有效的途徑之一。

由于燃燒室內壓力一般在3.5-7MPa之間，超過了碳氫燃料的臨界壓力(2-3MPa)；因此，再生冷卻利用超臨界碳氫燃料在冷卻通道內的對流換熱將傳至燃燒室壁面的熱量吸收，以實現降低燃燒室壁面溫度的目的。

超臨界碳氫燃料的熱物性隨著溫度的升高發生劇烈變化，特別是在擬臨界溫度附近；隨著吸熱量的增加，碳氫燃料溫度升高且發生裂解反應，生成小分子產物，熱物性再次發生改變。以上兩點導致超臨界碳氫燃料在非裂解/裂解工況下對流換熱過程中常常伴隨著傳熱惡化現象，現有的單層冷卻通道無法有效降低燃燒室壁面溫度或者有效遏制飛行器關鍵部件的溫升。

發明內容

為了克服上述現有技術的不足，本發明提供了一種用以飛行器高溫部件的壁面交錯斜孔射流冷卻技術，利用壁面交錯斜孔強化高溫部件的傳熱，有效降低飛行器高溫部件溫度。

為了達到以上目的，本發明采用的技術方案是：一種用以飛行器高溫部件的壁面交錯斜孔射流冷卻技術，包括燃油供應系統，壁面交錯斜孔射流冷卻系統和燃油流量調控系統，所述燃油供應系統與壁面交錯斜孔射流冷卻系統連接，所述燃油流量調控系統也與壁面交錯斜孔射流冷卻系統連接，并分配整個循環回路的燃油流量。

進一步地，所述燃油供應系統中燃料泵的驅動動力為電池裝置或者流體膨脹裝置。

進一步地，所述壁面交錯斜孔射流冷卻系統中的通道指光滑通道、波紋通道或者其它相關強化換熱通道的結合體。

進一步地，所述壁面交錯斜孔射流冷卻系統中的通道形狀可為矩形、三角形、圓形，也可為其它相關幾何形狀。

進一步地，所述壁面交錯斜孔射流冷卻系統中斜孔的角度不限制為30°，45°，60°，也可為其它角度。

進一步地，所述壁面交錯斜孔射流冷卻系統中的斜孔的橫截面可為圓形、橢圓形、矩形，也可為其它相關幾何形狀。

進一步地，所述壁面交錯斜孔射流冷卻系統中的斜孔布置可為對稱分布，也可為其它不對稱分布。