专利名称：一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道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喷雾+微小直通道冷却结构，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：
高超声速飞行器是人类新世纪不懈的追求，其应用前景显而易见。商业方面，高超 声速运输客机可以在几个小时内，实现环球旅行的早出晚归，跨太平洋的客运量将会大幅 度增加，民用高超声速客机在21世纪应用前景广阔。军事方面，出于太空资源开发和国防 安全的考虑，高超声速军用飞机和导弹，将使空中作战平台提高到一个新水平。当前，世界 上很多国家都在着手研究高超声速技术，制定了高超声速技术发展规划，并相继将研制高 超声速飞行器作为其国家目标来实现。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之 一，已成为高超飞行器研制过程中关键性的制约因素和技术瓶颈。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IO6WAi2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，对于前缘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喷雾+微小直通道 冷却结构。一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，包括冲击腔、喷嘴和微小直通 道；冲击腔位于高速飞行器前缘头部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排喷 嘴，喷嘴两端连通冲击腔和高压水箱，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应喷嘴的位置开设两个微小直通道，喷嘴和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通 道两端连通冲击腔和尾部大气。本发明的优点在于(1)本发明充分利用水的汽化潜热较大的优点；(2)将喷雾与微小通道冷却的优点加以结合，冷却效率大幅提高；(3)本发明的冷却结构不会改变飞行器的气动外形。
图1是本发明的整体结构示意图；图2是本发明纵向剖面结构示意图；图中1-冲击腔，2-喷嘴，3-微小直通道，4-高速飞行器楔形体表面，5-前缘，6_高压水 箱
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，高超声速飞行器的前缘5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 飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，如图1、图2所示，包括冲击腔1、喷嘴2和微小直通 道3，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 一排喷嘴2，喷嘴2的直径为0. Imm 0. 5mm,间距为0. 4mm 1. Omm,喷嘴2两端连通冲击 腔1和高压水箱6。在冲击腔1贴近高速飞行器楔形体表面4的上下表面对应喷嘴2的位置 开设两个微小直通道3，喷嘴2和对应的微小直通道3位于一个平面内。微小直通道3两端 连通冲击腔1和尾部大气，微小直通道3与冲击腔1相通端进口的截面的尺寸为(0. Imm 0. 5mm) X (0. Imm 0. 5mm)。冷却介质水以较缓慢的速度以喷雾的形式从喷嘴2进入冲击腔1，然后从两侧的 微小直通道向飞行器的尾部流去，从尾部排至大气。水的汽化潜热的能量是非常巨大的，因 此以喷雾形式进入冲击腔1的水汽化时要从高超飞行器的前缘内表面吸收大量的热量，可 以有效的降低前缘5的温度。在飞行器楔形体表面4的内部设置微小直通道，可以满足楔 形体表面热流密度不是很大、但换热面积较大的要求。本发明从传热学的角度讲，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，中部开直径为0. Imm 0.5mm的喷嘴 2，喷嘴2间距为0. 4mm 1.0mm，在飞行器上下表面内部开与喷嘴数量相同的微小直通道 3，直通道与冲击腔相连的进口截面的尺度为(0. Imm 0. 5mm) X (0. Imm 0. 5mm)。冷却介 质水从圆形喷嘴以喷雾的形式进入冲击腔，由于从喷嘴流出的水的速度较低，可以充分的与前缘内表面进行热量交换，在水从饱和水变成干饱和蒸汽的过程中要吸收大量的热，这 样可以充分降低高超飞行器前缘驻点附近的温度。在冲击腔内与前缘内表面进行充分换热 后的水蒸汽从楔形体内表面两侧的微小直通道向飞行器的尾部流去，在流动过程中不断与 楔形体的内表面进行热量交换，降低楔形体表面的温度。这样的冷却结构不仅可以使高超 飞行器外表面得到充分的冷却，而且可以使冷却介质得到充分的利用。
权利要求
1.一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、喷嘴和 微小直通道；冲击腔位于高速飞行器前缘头部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排喷嘴， 喷嘴两端连通冲击腔和高压水箱，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应喷 嘴的位置开设两个微小直通道，微小直通道两端连通冲击腔和尾部大气。
2.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，其特征在 于，喷嘴的直径为0. Imm 0. 5mm,间距为0. 4mm 1. 0mm。
3.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，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. Imm 0. 5mm) X (0. Imm 0. 5mm)。
4.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，其特征在 于，通过高压水箱的冷却介质为水。
全文摘要
本发明公开了一种高超飞行器前缘喷雾+微小直通道冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、喷嘴和微小直通道；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喷嘴，喷嘴两端连通冲击腔和高压水箱，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应喷嘴的位置开设两个微小直通道，微小直通道两端连通冲击腔和尾部大气。本发明充分利用水的汽化潜热较大的优点，将喷雾与微小通道冷却的优点加以结合，冷却效率大幅提高。
文档编号B64C1/38GK102145746SQ20111006893
公开日2011年8月10日 申请日期2011年3月22日 优先权日2011年3月22日
发明者孙纪宁, 张传杰, 罗翔, 邓宏武, 陶智 申请人:北京航空航天大学