[发明专利]一种高超声速飞行器前缘冷却增强结构

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器前缘冷却增强结构，所述高超声速飞行器前缘内部分布冷却通道，冷却通道中加入流体工质，前缘的冷却通道内设置有若干用于改变流经高超声速飞行器前缘处冷却通道中流体工质流动性能的涡流发生器。通过流动的工质将热量从高温区转移到低温区，尤其适用于飞行器前缘等局部温度极高，而相邻位置温度较低的区域。本发明结构简单，适用于增强各种超高速飞行器冷却通道系统的冷却能力。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器热防护技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器前缘冷却增强结构。

背景技术

随着航空航天技术的发展，尤其高超声速飞行器的发展，高超声速引起的高气动热对飞行器结构/热防护技术带来了严峻的挑战。高超声速飞行器前缘位置气动热尤为剧烈，因此飞行器前缘热防护要求更高。飞行器前缘热防护主要分为被动热防护、半主动热防护及主动热防护。前缘被动热防护主要用耐高温材料隔热，但此方法会使前缘结构笨重，不利于飞行器轻量化。前缘半主动热防护有热管和烧蚀，其中热管启动困难，烧蚀防热会使前缘结构发生改变。前缘主动防热有薄膜冷却、蒸发冷却和冷却通道冷却。其中由于冷却通道主动冷却可循环利用飞行器发动机燃料作为冷却工质，利于飞行器轻量化，因此相较于薄膜和蒸发冷却，具有更好的前景。虽然前缘冷却通道主动冷却热防护系统有保护前缘外形和轻量等优点，但其冷却效果却不够理想。

对具体如图1某高超声速飞行器前缘热防护采用冷却通道主动冷却热防护方案研究过程中：冷却通道主动冷却通过在高超声速飞行器前缘布置冷却通道流过流体工质，使得该高超声速飞行器前缘与流体工质进行热交换，降低前缘温度，同时流体工质将热量带到温度较低区域，最终一定程度保证气动加热剧烈的飞行器前缘结构不被破坏。但由于冷却效果未达预期，结构还是发生了一定损坏。通过研究分析发现，流体工质与结构的热交换效率不高是冷却效果不好的重要原因。虽然增大流体工质流量可提升冷却效果，但飞行器所需携带的工质质量也会因此增大，不利于飞行器轻量化。

发明内容

为解决现有技术中存在的提高冷却通道的冷却效果同时不增加对流体工质的需求的问题，本发明提供了一种高超声速飞行器前缘冷却增强结构，冷却增强结构内部具有涡流发生器，该球凸型涡流发生器增强冷却不会改变前缘冷却通道结构，则前缘冷却通道的结构强度不会发生改变，因此球凸型涡流发生器增强冷却的同时还能一定程度保证前缘结构强度。

为达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：

一种高超声速飞行器前缘冷却增强结构，所述高超声速飞行器前缘内部分布冷却通道，冷却通道中加入流体工质，前缘的冷却通道内设置有若干用于改变流经高超声速飞行器前缘处冷却通道中流体工质流动性能的涡流发生器。

所述高超声速飞行器前缘竖截面为等腰三角形，且等腰三角形的顶角倒圆角；沿高超声速飞行器前缘的两外表面方向设置至少两层冷却通道，且上下层的对应两个冷却通道在高超声速飞行器前缘圆角处连通形成∠形。

所述涡流发生器设置在两个冷却通道连通处。

多个所述涡流发生器关于高超声速飞行器前缘对称面对称设置。

所述涡流发生器为球型凸起结构。

所述涡流发生器的直径为3mm。

当冷却工质流量为0.1kg/s时，涡流发生器数量为两个。

当冷却工质流量为0.1kg/s，涡流发生器的布置数量为四个。

所述流体工质为航空煤油。

所述流体工质通过泵入装置向冷却通道泵入。

与现有技术相比，本申请结构具有如下优点：