专利名称：一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形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冲击+微小蛇形通道冷却结构，属于航空、航天、 动力机械等局部高热流密度较高、其他大面积区域热流密度不太高的换热领域。
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
本发明的目的是是为了解决上述问题，提出一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构。本发明的一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小蛇形通道。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冲击孔，的，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，微小蛇形通道两端连通冲击腔和尾部大气，微小蛇形通道为连续的U形弯曲通道，宽度为两个冲击孔间的距离，进口位置、出口位置与冲击孔位于同一竖直平面内。本发明的优点在于(1)本发明针对高超飞行器前缘换热特点，在高热流密度区域采用高换热能力的冲击冷却结构，在热流密度不是很大、但换热面积较大的楔形体表面采用微小蛇形通道换热，换热效率大幅提高；(2)采用毫米级尺度的冷却结构，不改变高超飞行器的气动外型。
图1是本发明的整体示意图；图2是本发明模型内部结构(图3的B-B截面)示意图；图3是图2中A-A截面示意图；图中1-冲击腔，2-冲击孔，3-微小蛇形通道，4-高速飞行器楔形体表面，5-前缘，6_供气腔，7-肋
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，本发明是一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构，包括冲击腔1、冲击孔2和微小蛇形通道3。高速飞行器前缘内部开冲击腔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,间距为5. Omm 20. 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蛇形通道，微小蛇形通道3与冲击腔相连的的进口截面尺寸为为(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，进口位置、出口位置与冲击孔2位于同一竖直平面内，微小蛇形通道3为连续的U型弯曲通道，每个U型通道在回转之前的垂直距离为两个冲击孔之间的距离，U形弯曲通道之间的肋7 (肋片就是通道之间的固体部分)的宽度为0. 5mm 1. Omm0 微小蛇形通道3两端连通冲击腔1和尾部大气。冷却介质以一定的速度从冲击孔进入冲击腔1，与高超飞行器前缘5内部进行换热，然后从两侧的微小蛇形通道3向飞行器的尾部流去，将飞行器的前缘5和尾部进行冷却，降低高超飞行器表面的温度，通过尾部排至大气。本发明从热力学的角度讲，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内部开冲击腔1，中部开直径为0. 5mm 1. Omm的冲击孔2，冲击孔2间距为5. Omm 20. Omm,在飞行器上下表面4内部开与冲击孔2数量相同的微小蛇形通道3，微小蛇形通道3与冲击腔相连的进口截面的尺寸为为(0.5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，微小蛇形通道3之间的肋片的宽度为0. 5mm 1. 0mm。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1内与高超飞行器的前缘5内壁进行很好的换热，降低前缘5驻点附近的温度。与前缘5内表面进行热量交换后的冷却介质沿着
4微小蛇形通道3向高超飞行器的尾部流去，进一步对高超飞行器的楔形体表面进行冷却， 使冷却介质的作用得到充分的发挥。 如图2所示，冲击孔2的直径为0. 5mm 1. Omm,冲击孔2间距为5. Omm 20. Omm, 微小蛇形通道3与冲击腔相连的进口截面的尺寸为为(0.5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，微小蛇形通道3之间的肋片的宽度为0. 5mm 1. Omm0高超飞行器的楔形体表面的热流密度不是很高，但换热面积较大，采用微小蛇形通道3换热正好可以满足这一换热特点。微小蛇形通道3的存在不仅可以增加冷却介质与高温固体之间的换热面积，而且可以增强冷却介质的扰动，从而可以使换热更加充分，从而使楔形体表面的温度降低。
权利要求
1.一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、冲击孔和微小蛇形通道；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蛇形通道，微小蛇形通道两端连通冲击腔和尾部大气，微小蛇形通道为连续的U形弯曲通道，U形通道在弯曲之前的垂直距离为两个冲击孔间的距离， 进口位置、出口位置与冲击孔位于同一竖直平面内。
2.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构，其特征在于，冲击孔的直径为0. 5mm 1. Omm,间距为5. Omm 20. 0_。
3.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构，其特征在于，微小蛇形通道与冲击腔相连的的进口截面的尺寸为(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+微小蛇形通道冷却结构，其特征在于，微小蛇形通道的U形弯曲通道之间肋片的宽度为0. 5mm 1. 0mm。
全文摘要
本发明公开了一种高超飞行器前缘冲击+微小蛇形通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小蛇形通道；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蛇形通道，微小蛇形通道两端连通冲击腔和尾部大气，微小蛇形通道为连续的U形弯曲通道，U形通道在弯曲之前的垂直距离为两个冲击孔间的距离，进口位置、出口位置与冲击孔位于同一竖直平面内。本发明针对高超飞行器前缘换热特点，在高热流密度区域采用高换热能力的冲击冷却结构，在热流密度不是很大、但换热面积较大的楔形体表面采用微小蛇形通道换热，换热效率大幅提高。
文档编号B64C1/38GK102152848SQ201110069309
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