專利名稱：一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，屬于航空、航天、 動力機械等局部高熱流密度較高、其他大面積區(qū)域熱流密度不太高的換熱領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
氣動加熱問題的提出是由于高超聲速飛行器研制與發(fā)展的需要。飛行器以超聲速或高超聲速飛行時，空氣受到強烈的壓縮和劇烈的摩擦作用，大部分動能轉(zhuǎn)化為熱能，致使飛行器周圍的空氣溫度急劇升高。此高溫氣體和飛行器表面之間存在很大溫差，部分熱能迅速向物面?zhèn)鬟f，這種熱能傳遞方式稱為氣動加熱。嚴重的氣動加熱所產(chǎn)生的高溫，會降低材料的強度極限和飛行器結(jié)構(gòu)的承載能力，使結(jié)構(gòu)產(chǎn)生熱變形，破壞部件的氣動外形并影響飛行器的安全飛行。前緣駐點等高熱流密度區(qū)域的熱防護問題是高超聲速飛行器設(shè)計的關(guān)鍵問題之一，已成為高超飛行器研制過程中關(guān)鍵性的制約因素和技術(shù)瓶頸。高超聲速飛行器在飛行時前緣駐點附近的熱流密度極大(高達IO6WAi2以上)，并產(chǎn)生固體壁面局部高溫(3000K以上)，有可能導(dǎo)致飛行器外形、結(jié)構(gòu)強度及剛度的改變，嚴重影響超聲速飛行器的安全性能和壽命。因此，對于前緣駐點部位的熱防護研究在高超聲速飛行器熱防護體系中地位格外重要。高超聲速飛行器氣動加熱特點是1，飛行時間較長，達幾十分鐘到幾個小時；2，前緣熱流密度分布呈鐘形分布，駐點附近熱流密度最大，沿流向熱流密度急劇減小。傳統(tǒng)的被動冷卻，如輻射冷卻，要達到高輻射熱流密度，則需要很高的表面溫度，因此無法滿足材料強度和使用壽命要求，而燒蝕層熱防護結(jié)構(gòu)雖然可以滿足高熱流密度的要求，但對飛行時間長達幾十分鐘甚至幾小時的高超聲速飛行器，則無法應(yīng)用。因此發(fā)展新型主動冷卻方式，已經(jīng)成為高超飛行器設(shè)計和發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是是為了解決上述問題，提出一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)。本發(fā)明的一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，包括沖擊腔、沖擊孔和微小蛇形通道。沖擊腔位于高速飛行器前緣頭部，沖擊腔靠近機體一側(cè)中部軸線位置開設(shè)一排沖擊孔，的，沖擊孔兩端連通沖擊腔和供氣腔，在沖擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應(yīng)沖擊孔的位置開設(shè)兩個微小直通道，微小蛇形通道兩端連通沖擊腔和尾部大氣，微小蛇形通道為連續(xù)的U形彎曲通道，寬度為兩個沖擊孔間的距離，進口位置、出口位置與沖擊孔位于同一豎直平面內(nèi)。本發(fā)明的優(yōu)點在于(1)本發(fā)明針對高超飛行器前緣換熱特點，在高熱流密度區(qū)域采用高換熱能力的沖擊冷卻結(jié)構(gòu)，在熱流密度不是很大、但換熱面積較大的楔形體表面采用微小蛇形通道換熱，換熱效率大幅提高；(2)采用毫米級尺度的冷卻結(jié)構(gòu)，不改變高超飛行器的氣動外型。


圖1是本發(fā)明的整體示意圖；圖2是本發(fā)明模型內(nèi)部結(jié)構(gòu)(圖3的B-B截面)示意圖；圖3是圖2中A-A截面示意圖；圖中1-沖擊腔，2-沖擊孔，3-微小蛇形通道，4-高速飛行器楔形體表面，5-前緣，6_供氣腔，7-肋
具體實施例方式下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細說明。為減少飛行過程中氣動阻力，高超聲速飛行器的表面外型一般為尖楔形，頭部一般設(shè)計成為毫米量級的圓弧。這決定了其主動冷卻的結(jié)構(gòu)應(yīng)該是毫米級的微小尺度結(jié)構(gòu)。 高超聲速飛行器氣動加熱特點是前緣5駐點附近熱流密度最大，并沿流向急劇減小，在楔形體表面熱流分布較均勻?；谏厦嫣岬降母叱w行器的氣動加熱特點和外形特點，本發(fā)明是一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，包括沖擊腔1、沖擊孔2和微小蛇形通道3。高速飛行器前緣內(nèi)部開沖擊腔1，沖擊腔1靠近機體一側(cè)中部軸線位置開設(shè)一排沖擊孔2， 沖擊孔2的直徑為0. 5mm 1. Omm,間距為5. Omm 20. Omm,沖擊孔2兩端連通沖擊腔1 和供氣腔6。在沖擊腔1貼近高速飛行器楔形體表面4的上下表面對應(yīng)沖擊孔2的位置開設(shè)兩個微小蛇形通道，微小蛇形通道3與沖擊腔相連的的進口截面尺寸為為(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，進口位置、出口位置與沖擊孔2位于同一豎直平面內(nèi)，微小蛇形通道3為連續(xù)的U型彎曲通道，每個U型通道在回轉(zhuǎn)之前的垂直距離為兩個沖擊孔之間的距離，U形彎曲通道之間的肋7 (肋片就是通道之間的固體部分)的寬度為0. 5mm 1. Omm0 微小蛇形通道3兩端連通沖擊腔1和尾部大氣。冷卻介質(zhì)以一定的速度從沖擊孔進入沖擊腔1，與高超飛行器前緣5內(nèi)部進行換熱，然后從兩側(cè)的微小蛇形通道3向飛行器的尾部流去，將飛行器的前緣5和尾部進行冷卻，降低高超飛行器表面的溫度，通過尾部排至大氣。本發(fā)明從熱力學(xué)的角度講，不僅提高了整體的換熱效果，而且整體溫度分布均勻。實施例本發(fā)明在高速飛行器前緣內(nèi)部開沖擊腔1，中部開直徑為0. 5mm 1. Omm的沖擊孔2，沖擊孔2間距為5. Omm 20. Omm,在飛行器上下表面4內(nèi)部開與沖擊孔2數(shù)量相同的微小蛇形通道3，微小蛇形通道3與沖擊腔相連的進口截面的尺寸為為(0.5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，微小蛇形通道3之間的肋片的寬度為0. 5mm 1. 0mm。冷卻介質(zhì)從圓形沖擊孔2進入沖擊腔1，在前緣5內(nèi)表面形成大面積的沖擊冷卻區(qū)域，沖擊射流具有高換熱系數(shù)的特點，因此冷卻介質(zhì)可以在沖擊腔1內(nèi)與高超飛行器的前緣5內(nèi)壁進行很好的換熱，降低前緣5駐點附近的溫度。與前緣5內(nèi)表面進行熱量交換后的冷卻介質(zhì)沿著
4微小蛇形通道3向高超飛行器的尾部流去，進一步對高超飛行器的楔形體表面進行冷卻， 使冷卻介質(zhì)的作用得到充分的發(fā)揮。 如圖2所示，沖擊孔2的直徑為0. 5mm 1. Omm,沖擊孔2間距為5. Omm 20. Omm, 微小蛇形通道3與沖擊腔相連的進口截面的尺寸為為(0.5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，微小蛇形通道3之間的肋片的寬度為0. 5mm 1. Omm0高超飛行器的楔形體表面的熱流密度不是很高，但換熱面積較大，采用微小蛇形通道3換熱正好可以滿足這一換熱特點。微小蛇形通道3的存在不僅可以增加冷卻介質(zhì)與高溫固體之間的換熱面積，而且可以增強冷卻介質(zhì)的擾動，從而可以使換熱更加充分，從而使楔形體表面的溫度降低。
權(quán)利要求
1.一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，包括沖擊腔、沖擊孔和微小蛇形通道；沖擊腔位于高速飛行器前緣頭部，沖擊腔靠近機體一側(cè)中部軸線位置開設(shè)一排沖擊孔，沖擊孔兩端連通沖擊腔和供氣腔，在沖擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應(yīng)沖擊孔的位置開設(shè)兩個微小蛇形通道，微小蛇形通道兩端連通沖擊腔和尾部大氣，微小蛇形通道為連續(xù)的U形彎曲通道，U形通道在彎曲之前的垂直距離為兩個沖擊孔間的距離， 進口位置、出口位置與沖擊孔位于同一豎直平面內(nèi)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，沖擊孔的直徑為0. 5mm 1. Omm,間距為5. Omm 20. 0_。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，微小蛇形通道與沖擊腔相連的的進口截面的尺寸為(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm) ο
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，微小蛇形通道的U形彎曲通道之間肋片的寬度為0. 5mm 1. 0mm。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種高超飛行器前緣沖擊+微小蛇形通道冷卻結(jié)構(gòu)，包括沖擊腔、沖擊孔和微小蛇形通道；沖擊腔位于高速飛行器前緣頭部，沖擊腔靠近機體一側(cè)中部軸線位置開設(shè)一排沖擊孔，沖擊孔兩端連通沖擊腔和供氣腔，在沖擊腔貼近高速飛行器楔形體表面的上下表面對應(yīng)沖擊孔的位置開設(shè)兩個微小蛇形通道，微小蛇形通道兩端連通沖擊腔和尾部大氣，微小蛇形通道為連續(xù)的U形彎曲通道，U形通道在彎曲之前的垂直距離為兩個沖擊孔間的距離，進口位置、出口位置與沖擊孔位于同一豎直平面內(nèi)。本發(fā)明針對高超飛行器前緣換熱特點，在高熱流密度區(qū)域采用高換熱能力的沖擊冷卻結(jié)構(gòu)，在熱流密度不是很大、但換熱面積較大的楔形體表面采用微小蛇形通道換熱，換熱效率大幅提高。
文檔編號B64C1/38GK102152848SQ201110069309
公開日2011年8月17日 申請日期2011年3月22日 優(yōu)先權(quán)日2011年3月22日
發(fā)明者丁水汀, 孫紀寧, 張傳杰, 羅翔, 鄧宏武 申請人:北京航空航天大學(xué)