[发明专利]自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法

说明书

本发明公开了一种自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法，采用耐高温材料制备出呈多微孔结构的前缘本体，并在前缘本体表面覆盖一层升华型不渗透烧蚀涂层；在前缘本体的后部固定连接有冷却剂供给通道，且预先在前缘本体围成的冷却腔内封存冷却剂；当烧蚀涂层的表面温度低于烧蚀涂层的材料的升华温度时，表面的孔是封闭的，此时发汗冷却系统未被激活；在外部变化热流的作用下，位于前缘本体驻点的高热流区域烧蚀涂层优先升华，主动发汗冷却机制被局部激活，冷却剂从孔中渗出，并在覆盖一层保护气膜，加强该区域的局部热防护。该方法可以提高前缘驻点高热流区域的热防护效果，并实现冷却剂用量的最优化利用。

技术领域

本发明涉及一种飞行器热防护技术，尤其涉及一种自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法。

背景技术

随着高超声速飞行器技术的发展，其热防护问题日益突出。对于高超声速飞行器的一些关键部位如前缘头帽、机翼前缘、进气道唇口等，其热问题更严峻。图1a和图1b给出了单一前缘的热环境特点，可以看出与航天飞机钝前缘相比，尖前缘的热流峰值更高，特别是在前缘的驻点区域。因此，设计和发展高效的主动热防护系统，是解决热防护问题的关键所在。

在现有的前缘类的主动冷却热防护系统中，发汗冷却被认为是一种最具潜力的解决高超声速飞行器极端高热流的热防护技术。与气态冷却介质不同，由于相变过程中释放大量的潜热，液体相变发汗冷却更高效，也引起了研究人员的广泛关注。虽然液态冷却剂的相变发汗冷却呈现较好的冷却效果，仍有很大的提升空间，如在高超声速飞行器前缘的滞止点，由于热流密度和气动压力最大，导致冷却效率往往是最低的。因此，很有必要局部增加滞止点的冷却剂用量。

目前关于这一问题的改进主要包括非等壁厚设计、冷却剂分流道设计等，为了更有效便捷的实现对前缘滞止点的热防护，需要探索新型的冷却机制及冷却介质封存技术，提高液体相变发汗冷却技术的工程化设计水平。

发明内容

本发明的目的是提供一种自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法。

本发明的目的是通过以下技术方案实现的：

本发明的自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法，包括：

采用耐高温材料制备出呈多微孔结构的前缘本体，并在所述前缘本体表面覆盖一层升华型不渗透烧蚀涂层；

在所述前缘本体的后部固定连接有冷却剂供给通道，且预先在前缘本体围成的冷却腔内封存冷却剂；

当所述烧蚀涂层的表面温度低于烧蚀涂层的材料的升华温度时，表面的孔是封闭的，此时发汗冷却系统未被激活；

在外部变化热流的作用下，位于前缘本体驻点的高热流区域烧蚀涂层优先升华，主动发汗冷却机制被局部激活，冷却剂从孔中渗出，并在覆盖一层保护气膜，加强该区域的局部热防护。

由上述本发明提供的技术方案可以看出，本发明实施例提供的自适应局部激活发汗冷却的高超声速前缘热防护方法，通过在多孔前缘本体的表面覆盖升华型不渗透烧蚀涂层，实现发汗冷却机制对外界热流的自适应局部激活特性及冷却机制的封存，进而提高前缘驻点高热流区域的热防护效果，并实现冷却剂用量的最优化利用。

附图说明

图1为高超声速飞行器典型前缘部位热流分布图；

图2为本发明实施例中高超声速前缘热的结构示意图(低热流环境)；

图3为本发明实施例中高超声速前缘热的结构示意图(高热流环境)。

具体实施方式

下面将对本发明实施例作进一步地详细描述。本发明实施例中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。