[发明专利]一种基于分形流道的异形曲面主动冷却结构

说明书

本申请属于飞机功能结构设计领域，特别涉及一种基于分形流道的异形曲面主动冷却结构。包括：头锥外壳、空腔流道以及Y形分形流道。头锥外壳呈锥形，所述头锥外壳包括一体成型的上壳体以及下壳体，其中，所述上壳体的曲率大于所述下壳体的曲率；所述空腔流道沿周向开设在所述头锥外壳的头部，所述空腔流道具有第一进口以及第一出口，所述第一进口位于所述头锥外壳的顶端；所述Y形分形流道沿轴向开设在所述头锥外壳的内部，所述Y形分形流道具有第二进口以及第二出口，所述第二进口与所述第一出口连通，所述第二出口位于所述头锥外壳的末端，所述第二出口的个数为2^n‑1，n为Y形分形流道的分级数。本申请流道分布均匀，换热面积大，流阻小。

技术领域

本申请属于飞机功能结构设计领域，特别涉及一种基于分形流道的异形曲面主动冷却结构。

背景技术

高马赫数飞行器为提高升阻比，前缘等位置需要采用更加尖锐轻薄的异形曲面气动外形，长时高马赫飞行将承受复杂力/热耦合环境，前缘局部小区域承受大热流冲击，沿航向热流密度梯级减小，散热面积逐级增大，容易引起局部结构超温，导致异形曲面外形结构表面存在极大温度梯度，产生较大结构热应力。

现有热结构/热防护设计多通过被动热防护硬抗，或者半主动热管等方式疏导热量，同时受到异形曲面外形约束，难以综合解决局部结构非均布热载散热与长时使用可靠性问题。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

发明内容

本申请的目的是提供了一种基于分形流道的异形曲面主动冷却结构，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种基于分形流道的异形曲面主动冷却结构，包括：

头锥外壳，呈锥形，所述头锥外壳包括一体成型的上壳体以及下壳体，其中，所述上壳体的曲率大于所述下壳体的曲率；

空腔流道，所述空腔流道沿周向开设在所述头锥外壳的头部，所述空腔流道具有第一进口以及第一出口，所述第一进口位于所述头锥外壳的顶端；

Y形分形流道，所述Y形分形流道沿轴向开设在所述头锥外壳的内部，所述Y形分形流道具有第二进口以及第二出口，所述第二进口与所述第一出口连通，所述第二出口位于所述头锥外壳的末端，所述第二出口的个数为2^n-1，n为Y形分形流道的分级数。

在本申请的至少一个实施例中，所述头锥外壳的材料为钛合金。

在本申请的至少一个实施例中，所述基于分形流道的异形曲面主动冷却结构的冷却流体为20摄氏度的水。

在本申请的至少一个实施例中，所述Y形分形流道在所述头锥外壳的内部沿周向布置8个。

在本申请的至少一个实施例中，所述Y形分形流道的分级数n为3。

在本申请的至少一个实施例中，所述Y形分形流道的管径比γ取值范围为(0.5，1.0)。

在本申请的至少一个实施例中，所述Y形分形流道的分级比β取值范围为(0.2，1.0)。

在本申请的至少一个实施例中，所述Y形分形流道的分叉角度а取值范围为(15，90)。

在本申请的至少一个实施例中，所述Y形分形流道入口的长宽比κ取值范围为(0.4，7)。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的基于分形流道的异形曲面主动冷却结构，在异形曲面外形结构内布置空腔流道以及Y形分形流道，流道分布均匀，换热面积大，流阻小，适用于承受高热流密度且工作时间长的高马赫数飞行器局部高温异形曲面外形结构的冷却。

附图说明