专利名称：一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种用于高超声速飞行器头锥和前沿器件进行冷却的主动热防护装置，具体为一种飞行器层板式发汗和逆喷组合鼻锥。
背景技术：
热防护技术是高超声速飞行器研究的关键技术。高超声速飞行器头锥和前沿器件在没有任何热防护系统保护的情况下表面温度高达2000 3000摄氏度。在这么高的温度下为了使高超声速飞行器头锥和前沿器件不被烧毁，头锥和前沿器件外形结构保持完整，保持高超声速飞行器舱内有正常的工作条件，必须采用被动或主动的热防护方式对其进行热防护。现有的高超声速飞行器头锥和前沿器件采用的热防护方式主要有烧蚀防热、发汗冷却防热。烧蚀防热是一次使用的航天器防热结构中重要的一种防热形式，属于半被动热控制技术。烧蚀防热的原理是:烧蚀材料在加热环境中产生一系列的物理和化学反应，在这些物理和化学过程中，一方面消耗了烧蚀材料，另一方面亦以不同方式耗散环境给予材料的热量，以保证内部结构在允许温度下工作。发汗冷却防热又根据鼻锥中冷却剂的“释出”方式分为自发式、强迫式、自适应式和层板式发汗。自发汗鼻锥是把低熔点金属(如铜和银等)渗入难熔材料(如钨等)的多孔骨架中。当鼻锥受气动加热时，靠低熔点金属熔化和蒸发来防热。强迫发汗鼻锥是把流态冷却剂(如水、氨、氦等)预先储存在容器之中，需要发汗时，利用压力源(高压气瓶或燃气发生器等)把冷却剂挤到多孔鼻锥表面来完成防热。自适应发汗冷却防热是采用疏松多孔材料作为外壳球头部分，用难熔金属(如钨合金)制成发汗鼻锥的薄壁外壳，内部携带高密度高体积热容固体冷却剂和高蒸汽压固体或液体驱动剂。自适应发汗冷却防热的原理是:在高超声速飞行过程中，由于对鼻锥和前沿器件的气动加热以及通过外壳的传热使得冷却剂熔化，驱动剂蒸发。液体冷却剂在驱动剂的压力作用下，通过多孔的或者开有通道的骨架流到鼻锥表面上。当冷却剂在气体附面层中蒸发、沸腾、吸热时就吸收热量，从而实现对骨架和密实外壳的防热。研究与实践表明，上述的热防护方式在飞行器飞行速度不太大和飞行时间比较短的情况下可以起到较好的热防护作用。但是随着飞行器飞行速度以及飞行时间的增加，以上的热防护方式应用的局限性就比较明显。烧蚀防热由于牺牲部分表面材料，而使外形结构难以保持完整。自发汗冷却防热由于这种结构能贮存的发汗量有限，多孔骨架的空隙度不可能很理想，否则强度会明显降低；驻点压力较高时有可能发不出“汗”;还存在由热应力开裂的问题。强迫发汗冷却防热结构复杂，可靠性低，此外，重量和体积(尤其是体积)都是这种形式的突出缺点。自适应发汗冷却防热由于需要自己携带冷却剂和驱动剂增加了飞行器的质量，设计难度比较大，而且可供选择的冷却剂几乎仅限于低熔点金属，而所有低熔点金属在高温时都易于释放电子，这可能使通讯“黑障”问题恶化
发明内容
本发明的目的在于，针对现有技术的不足，提供一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，实现高超声速飞行器头部非驻点区的热防护和驻点区的热防护，需要的冷却工质少，散热强度大，可靠性高。本发明的技术方案为，一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，包括圆形底台，所述圆形底台顶面设有球锥形层板叠成体，该球锥形层板叠成体由多个随高度增加半径依次减小的圆形发汗层板同轴叠加而成；所述圆形底台的中心设有向球锥形层板叠成体通入冷却工质的底台通道，并设有固定杆穿过底台通道和球锥形层板叠成体，固定杆的顶部为圆弧状且该固定杆的顶部罩在球锥形层板叠成体顶部；所述固定杆内设有通入冷却工质的喷管以及冷却工质流入入口。所述球锥形层板叠成体由第一层板和第二层板交错叠加而成，所述第一层板沿半径方向设有控制流道，与控制流道沿第一层板半径方向对应的第一层板外圆周上设有散布流道，且各散布流道与对应控制流道之间留有间隔；所述第二层板上设有积液腔，积液腔设在相邻第一层板的散布流道与其对应控制流道之间。一般的机械微孔和多孔材料当受热面出现局部过热的情况时，由于发汗部位的发汗冷却工质的流动阻力的增大，发汗工质在此处的发汗流量将减少，继而出现局部过热处的扩大和恶化；但是本结构由于控制流道的流动阻力远大于散布流道的流动阻力，所以当鼻锥表面出现局部过热的情况时，由于积液腔中的液体的冷却，使得散布流道内冷却工质的温升较小，从而在散布流道内增加的流动阻力相对于控制流道内的流道阻力可以忽略不计，从而使得冷却工质从控制流道流入积液腔再经过散布流道到达鼻锥表面的流道阻力基本不变，从而使得该类层板鼻锥能够遏制局部过热的扩大和恶化。所述积液腔的截面面积沿着第二层板的半径方向从内向外依次增加。所述积液腔的截面为等腰三角形，且等腰三角形的顶角靠近相邻第一层板的控制流道而等腰三角形的底边靠近对应的散布流道。所述第一层板的厚度为0.1 1mm。所述第二层板的厚度为0.1 1mm。工作时，冷却工质从底台通道和喷管的底端分别流入球锥形层板叠成体和喷管。流入球锥形层板叠成体的冷却工质经第一层板和第二层板，最终冷却工质抵达第一发汗层板的散布流道，形成对鼻锥的热防护功能。流入喷管的冷却工质经过加速后流出，形成逆向喷注，对鼻锥的驻点区及其附近进行热防护。散布流道直径为0.5 3_。上述各个流体出口处经过设计都使流体加速，特别是逆向喷口处流体以高速喷出。喷出的流体在高速气流中蒸发、沸腾吸收热量，从而达到热防护的目的。逆向喷管的喷流可以减少气动加热，从而使严重加热的驻点区达到热防护的目的。本发明以液体火箭发动机燃气发生器、层板式喷注器、层板式流体混合器、层板是高速船推进器以及层板交错发汗喷注的最新研究进展为背景，提出一种新型气动布局的层板式发汗冷却鼻锥，不同于以往的发汗冷却鼻锥利用多孔材料进行发汗而受到各种局限，而是利用飞行器自身携带的燃料作为冷却剂，通过层板结构的分布式缝隙喷管产生多层状态的高速喷射气流，利用层板自身结构所具有的良好流道构型，解决各种复杂的流体流到问题，层板内精确分流特点可使冷却剂流量随层板片内的流动阻力不同而不同，保证在壁面不同的冷却要求处，保障受热表面发汗流强的稳定，克服了一般多孔材料发汗冷却结构可能出现局部过热的缺陷，达到受热部件可重复使用的目的。本发明的有益效果是，该鼻锥采用层板式发汗冷却结构和逆向喷流相结合的方式进行防热设计，既能实现高超声速飞行器头部非驻点区的热防护和驻点区的热防护，又具有需要的冷却剂量小、散热强度大、可靠性高的特性，最后这种鼻锥能够实现可重复使用的目的为下一代可重复使用飞行器的设计提供一种优秀的防热设计方式等效果，是一种高效率、高可靠性、高实用性的新型高超声速热防护系统。
图1为本发明所述冷却鼻锥的第一立体 图2为本发明所述冷却鼻锥的第二立体 图3为第一层板的结构示意 图4为第二层板的结构示意 图5为第一层板和第二层板叠加的结构示意 图6为固定杆的示意图。
具体实施例方式如图1、图2、图6所示，一种层板式发汗冷却鼻锥，包括圆形底台1，圆形底台I顶面设有球锥形层板叠成体，该球锥形层板叠成体由多个随高度增加半径依次减小的圆形发汗层板2、3同轴叠加而成；圆形底台I的中心设有向球锥形层板叠成体通入冷却工质的底台通道7，并设有固定杆4穿过底台通道7和球锥形层板叠成体，固定杆的顶部为圆弧状且该固定杆的顶部罩在球锥形层板叠成体顶部；固定杆4内设有通入冷却工质的喷管5以及冷却工质流入入口 8。如图3-图5所示，球锥形层板叠成体由第一层板2和第二层板3交错叠加而成，第一层板2沿半径方向设有控制流道9，与控制流道9沿第一层板2半径方向对应的第一层板2外圆周上设有散布流道6，且各散布流道6与对应控制流道9之间留有间隔；所述第二层板上设有积液腔10，积液腔10设在相邻第一层板的散布流道6与其对应控制流道9之间。积液腔10的截面为等腰三角形，且等腰三角形的顶角靠近相邻第一层板2的控制流道9而等腰三角形的底边靠近对应的散布流道6。第一层板2的厚度为0.1 Imm,第二层板3的厚度为0.1 1mm。底台和固定杆采用耐热不锈钢管材，各个部件之间通过扩散焊焊接成形。
权利要求
1.一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，包括圆形底台(I)，其特征是，所述圆形底台(I)顶面设有球锥形层板叠成体，该球锥形层板叠成体由多个随高度增加半径依次减小的圆形发汗层板(2，3)同轴叠加而成；所述圆形底台(I)的中心设有向球锥形层板叠成体通入冷却工质的底台通道(7)，并设有固定杆(4)穿过底台通道(7)和球锥形层板叠成体，固定杆的顶部为圆弧状且该固定杆的顶部罩在球锥形层板叠成体顶部；所述固定杆(4)内设有通入冷却工质的喷管(5)以及冷却工质流入入口(8)。
2.根据权利要求1所述层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，其特征是，所述球锥形层板叠成体由第一层板(2)和第二层板(3)交错叠加而成，所述第一层板(2)沿半径方向设有控制流道(9)，与控制流道(9)沿第一层板(2)半径方向对应的第一层板(2)外圆周上设有散布流道(6)，且各散布流道(6)与对应控制流道(9)之间留有间隔；所述第二层板上设有积液腔(10)，积液腔(10)设在相邻第一层板的散布流道(6)与其对应控制流道(9)之间。
3.根据权利要求2所述层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，其特征是，所述积液腔(10)的截面面积沿着第二层板(3)的半径方向从内向外依次增加。
4.根据权利要求3所述层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，其特征是，所述积液腔(10)的截面为等腰三角形，且等腰三角形的顶角靠近相邻第一层板(2)的控制流道(9)而等腰三角形的底边靠近对应的散布流道(6 )。
5.根据权利要求2所述层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，其特征是，所述第一层板(2)的厚度为0.1 1mm。
6.根据权利要求2所述层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，其特征是，所述第二层板(3)的厚度为0.1 1mm。
全文摘要
本发明涉及一种飞行器层板式发汗和逆喷组合鼻锥，圆形底台顶面设有球锥形层板叠成体，该球锥形层板叠成体由多个随高度增加半径依次减小的圆形发汗层板同轴叠加而成；圆形底台的中心设有向球锥形层板叠成体通入冷却工质的底台通道，并设有固定杆穿过底台通道和球锥形层板叠成体，固定杆的顶部为圆弧状且该固定杆的顶部罩在球锥形层板叠成体顶部；所述固定杆内设有通入冷却工质的喷管以及冷却工质流入入口。该鼻锥采用层板式发汗冷却结构和逆向喷流相结合的方式进行防热设计，既能实现高超声速飞行器头部非驻点区的热防护和驻点区的热防护，又具有需要的冷却剂量小、散热强度大、可靠性高的特性。
文档编号B64C1/38GK103192978SQ20131011229
公开日2013年7月10日 申请日期2013年4月2日 优先权日2013年4月2日
发明者刘伟强, 聂涛, 孙健, 陆海波, 戎宜生, 刘洪鹏, 谢伦娅 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学