专利名称：一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，属于航空、航天、动力机械等高热流密度的局部换热领域。
背景技术：
气动加热问题的提出是由于高超声速飞行器研制与发展的需要。飞行器以超声速或高超声速飞行时，空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，大部分动能转化为热能，致使飞行器周围的空气温度急剧升高。此高温气体和飞行器表面之间存在很大温差，部分热能迅速向物面传递，这种热能传递方式称为气动加热。严重的气动加热所产生的高温，会降低材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影响飞行器的安全飞行。前缘驻点等高热流密度区域的热防护问题是高超声速飞行器设计的关键问题，其已成为新兴飞行器研制过程中关键性的制约因素和主要技术瓶颈之一。高超声速飞行器在飞行时前缘驻点附近的热流密度极大(高达I06w/m2以上)，并产生固体壁面局部高温 (3000K以上)，有可能导致飞行器外形、结构强度及刚度的改变，严重影响超声速飞行器的安全性能和寿命。因此，对于鼻锥驻点部位的热防护研究在高超声速飞行器热防护体系中地位格外重要。高超声速飞行器气动加热特点是1，飞行时间较长，达几十分钟到几个小时；2，前缘热流密度分布呈钟形分布，驻点附近热流密度最大，沿流向热流密度急剧减小。 传统的被动冷却，如辐射冷却，要达到高辐射热流密度，则需要很高的表面温度，因此无法满足材料强度和使用寿命要求，而烧蚀层热防护结构虽然可以满足高热流密度的要求，但对飞行时间长达几十分钟甚至几小时的高超声速飞行器，则无法应用。因此发展新型主动冷却方式，已经成为高超飞行器设计和发展的关键技术。
发明内容
本发明的目的是为了解决上述问题，提出一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道 +气膜冷却结构。一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，包括冲击腔、冲击孔、微小直通道和气膜孔。冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，微小直通道与对应的冲击孔在同一个平面内，微小直通道外壁开设气膜孔。本发明的优点在于本发明可以用于冷却高热流密度的区域，从根本上解决了由于空间的限制导致局部高温区无法有效冷却的难题。
图1是本发明的整体结构示意图；图2是本发明纵向切面结构示意图；图中1-冲击腔，2-冲击孔，3-微小直通道，4-高速飞行器楔形体表面，5-前缘，6_供气腔，7-气膜孔
具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。为减少飞行过程中气动阻力，高超声速飞行器表面外型一般为尖楔形，头部一般设计成为毫米量级的圆弧。这决定了其主动冷却的结构应该是毫米级的微小尺度结构。高超声速飞行器气动加热特点是前缘5驻点附近热流密度最大，并沿流向急剧减小，在楔形体表面热流分布较均勻。基于上面提到的高超飞行器的气动加热特点和外形特点，本发明提出的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，如图1所示，包括冲击腔1、冲击孔2、微小直通道3和气膜孔7。高速飞行器前缘5头部的内部开冲击腔1，冲击腔1靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔2，冲击孔2的直径为0. 5mm 1. Omm的，间距为1. 5mm 2. Omm, 冲击孔2两端连通冲击腔1和供气腔6。在冲击腔1贴近高速飞行器楔形体表面4的上下表面对应冲击孔2的位置开设两个微小直通道3，冲击孔2和对应的微小直通道3位于一个平面内。微小直通道3与冲击腔1相通端进口的截面的尺寸为(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)。在微小直通道外壁表面温度超过1200K的区域开设一定数量的气膜孔7，气膜孔 7的直径为0. 5mm 1. 0mm，气膜孔7之间的距离为1. 5mm 2. 0mm。气膜孔与微小直通道中流体的流向的夹角为20° 50°，一般选用30°，根据换热效果的强弱该角度可略有改动。不同微小直通道外壁表面所开设的气膜孔排之间采用叉排的排列方式，叉排的排列方式可以使气膜孔7之间的相互干扰加强，使气膜的保护范围得到充分的发挥，叉排的排列方式比顺排的排列方式具有更好的冷却效果。冲击冷却作为一种主动冷却方式具有很高的换热系数，可以用来冷却高速飞行器的前缘驻点附近的高温区域。微小通道作为新兴的一种强化换热的手段，其换热优势比较明显，可以满足高超飞行器楔形体表面热流密度不是很高但换热面积较大的要求。气膜冷却作为一种阻隔式冷却方式，其冷却效果也是比较明显的。冷却介质在微小通道内流动的过程中不断与飞行器的内表面换热，因此冷却介质的温度沿流动方向不断升高，越靠近飞行器的尾部，冷却介质的换热能力越差，因此考虑在靠近飞行器尾部的微小直通道外壁表面开气膜孔7，最后介质从气膜孔7排出，来阻隔飞行器表面与外部高温空气的接触，从而起到降低楔形体表面温度的作用。冷却介质以一定的速度从冲击孔2进入冲击腔1，与高超飞行器前缘内表面进行换热，然后从两侧的微小直通道3向飞行器的尾部方向流去，冷却介质从楔形体表面的气膜孔7流出，这样可以在高超飞行器的表面形成一层保护膜，使飞行器表面与外面的高温气体隔离，有效的保护楔形体表面。冷却介质这样的流动方式不仅可以降低高超飞行器表面的温度，而且可以使冷却介质得到充分的利用。本发明从传热学的角度讲，将冲击、气膜和微小通道的换热优点加以结合，不仅提高了整体的换热效果，而且整体温度分布均勻。实施例本发明在高速飞行器前缘5内部开冲击腔1，在冲击腔1中部开直径为0.5mm 1. Omm的冲击孔2，冲击孔2间距为1. 5mm 2. 0mm，在飞行器上下表面内部开与冲击孔数量相同的微小直通道3，直通道的进口截面的尺度为(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)， 在微小直通道外壁表面温度超过1200K的区域开设一定数量的气膜孔7，气膜孔7的直径为 0. 5mm 1. 0mm，气膜孔7之间的距离为1. 5mm 2. 0mm。气膜孔与微小直通道中流体流向的夹角为20° 50°，一般选用30°，根据换热效果的强弱该角度可略有改动。冷却介质从圆形冲击孔2进入冲击腔1，在前缘5内表面形成大面积的冲击冷却区域，冲击射流具有高换热系数的特点，因此冷却介质可以在冲击腔内与高超飞行器的前缘内壁进行很好的换热，降低前缘的温度。与冲击腔进行充分换热后的冷却介质沿着微小直通道向飞行器的尾部方向流去，最后从气膜孔7流出，在飞行体楔形体表面形成一层保护膜，有效地隔离了高温气体与楔形体表面的接触，从而降低了楔形体表面的温度。微小直通道和气膜的相互作用有效地降低了飞行器楔形体表面的温度。
权利要求
1.一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、 冲击孔、微小直通道和气膜孔；冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，冲击孔和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通道外壁开设气膜孔。
2.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，冲击孔的直径为0. 5mm 1. Omm,间距为1. 5mm 2. 0mm。
3.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，微小直通道与冲击腔相通端进口的截面的尺寸为(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm) ο
4.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，不同微小直通道所对应的楔形体表面所开设的气膜孔排之间采用叉排的排列方式。
5.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，气膜孔直径为0. 5mm 1. 0mm，气膜孔之间距离为1. Omm 2. 0mm。
6.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，气膜孔与微小直通道中流体的流向的夹角为20° 50°。
7.根据权利要求6所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，气膜孔与微小直通道中流体的流向的夹角为30°。
8.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，在微小直通道外壁表面温度超过1200K的区域开设气膜孔。
全文摘要
本发明公开了一种高超飞行器前缘冲击+微小直通道+气膜冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、冲击孔、微小直通道和气膜孔；冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，冲击孔和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通道外壁开有气膜孔。本发明可以用于冷却高热流密度的区域，从根本上解决了由于空间的限制导致局部高温区无法有效冷却的难题。
文档编号B64C1/38GK102152849SQ20111006931
公开日2011年8月17日 申请日期2011年3月22日 优先权日2011年3月22日
发明者丁水汀, 孙纪宁, 张传杰, 罗翔, 邓宏武 申请人:北京航空航天大学