一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，屬于飛行器技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]航空航天技術(shù)是一個國家科技水平和綜合實力的體現(xiàn)，隨著航天航空技術(shù)的發(fā)展，飛行器的速度不斷提升。超高聲速(Ma>5)飛行器具有極大的優(yōu)勢，極高的飛行速度使得其可以在短時間內(nèi)到達全球任何位置，這在國防領(lǐng)域和商業(yè)領(lǐng)域均具有重要的意義，因此，發(fā)展超高速飛行器是很多國家的研宄目標。然而，隨著飛行速度的提高，劇烈的氣動加熱作用將使飛行器承受極高的熱流密度，所以，高超聲速飛行器發(fā)展中亟需解決的一個問題是研制高效的熱防護系統(tǒng)。
[0003]對于高超聲速飛行器來說，頭錐是溫度最高的部位。如圖1所示，高超聲速來流在飛行器頭錐前9形成脫體激波10，激波后溫度急劇上升，在頭錐駐點處極易燒蝕。隨著飛行馬赫數(shù)(Ma)的增加，脫體激波的強度也相應(yīng)增大，并且越來越靠近頭錐，使得駐點高溫區(qū)溫度急劇上升。目前的頭錐熱防護方式中，使用較多的是采用C/C或C/SiC等復(fù)合材料，也有部分采用燒蝕材料。復(fù)合材料雖然可以承受較高的溫度，但是其不能承受較長的時間的高溫，在長時間的高溫環(huán)境下將會發(fā)生氧化現(xiàn)象。對于燒蝕材料熱防護方式，其具有不可重復(fù)使用的特點，并且在燒蝕的過程中會影響飛行器的氣動外形，不利于飛行的穩(wěn)定性和精確性。雖然耐高溫材料在不斷發(fā)展，但是其發(fā)展速度遠不夠高超聲速飛行器的需求。
[0004]目前導(dǎo)彈頭錐的熱防護還包括發(fā)汗冷卻等主動冷卻方式，但是單一的主動冷卻方式很難滿足高超聲速飛行器的熱防護要求。為了有效對最易燒蝕的頭錐進行熱防護，同時達到長時間工作和可重復(fù)使用的目的，需要探索新型的頭錐冷卻方式。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]針對上述問題，本發(fā)明的目的是提供一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐。
[0006]為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用以下技術(shù)方案:一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于:它包括一由耐高溫合金材料或陶瓷材質(zhì)制成的呈多微孔結(jié)構(gòu)的頭錐本體，所述頭錐本體的內(nèi)部通過一分隔片分隔成前腔室和后腔室；在所述頭錐本體的后部固定連接有一中心冷卻劑管道和至少一個周邊冷卻劑管道，所述周邊冷卻劑管道與所述后腔室連通，所述中心冷卻劑管道貫穿所述后腔室后伸入所述前腔室；在所述頭錐本體的頭部中心設(shè)置有一中心噴孔，所述中心噴孔位于所述中心冷卻劑管道的延長線上；在所述頭錐本體的側(cè)壁上設(shè)置有多個均勻分布且與所述后腔室連通的側(cè)噴孔。
[0007]在所述中心冷卻劑管道的前端設(shè)置有一噴射頭。
[0008]所述側(cè)噴孔在所述頭錐本體的側(cè)壁上排列成一圈。
[0009]所述分隔片采用高導(dǎo)熱率的材料制成。
[0010]本發(fā)明由于采取以上技術(shù)方案，其具有以下優(yōu)點:1、本發(fā)明的頭錐本體由耐高溫合金材料或陶瓷材料制成，且呈多微孔結(jié)構(gòu)，首先頭錐本體所用的材料本身即具有耐高溫的特性，同時多微孔結(jié)構(gòu)能夠使頭錐本體以發(fā)汗冷卻的方式實現(xiàn)熱防護，即冷卻劑能夠通過多微孔介質(zhì)滲出到頭錐本體的表面，在冷卻劑滲出的過程中，不僅會不斷吸收頭錐本體的熱量以降低其溫度，還能夠在頭錐本體表面形成一層保護氣膜，對頭錐本體進行熱防護。
2、本發(fā)明的頭錐本體內(nèi)部通過分隔片分隔成兩個獨立的腔室，并分別通過不同的冷卻劑管道進行連接，因此，能夠?qū)η?、后腔室注入不同質(zhì)量流量的冷卻劑，前腔室處溫度高，可注入較多的冷卻劑，后腔室則可注入較少的冷卻劑，這種分隔結(jié)構(gòu)使得冷卻劑得到合理的分配，頭錐本體的溫度梯度減小。3、本發(fā)明的前腔室通過中心冷卻劑管道可以直接注入冷卻劑，因此，有利于減小冷卻劑的沿程加熱，使得到達頭錐本體駐點處的冷卻劑保持較低的溫度，從而起到更好的冷卻效果。4、本發(fā)明在頭錐本體頭部中心設(shè)置有中心噴孔，且中心噴孔位于中心冷卻劑管道的延長線上，因此，高壓冷卻劑可以通過中心冷卻劑管道直接對頭錐本體駐點附近的內(nèi)表面進行噴射沖擊，從而強化換熱，以對頭錐本體駐點區(qū)域進行冷卻；同時，一部分冷卻劑可以通過中心噴孔逆噴而出，致使頭錐本體前方的流場改變，使脫體激波遠離頭錐本體，促使駐點溫度降低，另外這部分冷卻劑還能夠形成保護氣膜。5、本發(fā)明的分隔片采用高導(dǎo)熱率的材料制成，不僅可以增加頭錐本體的強度，同時也可以利用疏導(dǎo)冷卻的方式使得頭錐本體表面的熱量疏導(dǎo)到內(nèi)部，進而通過腔室內(nèi)的冷卻劑進行冷卻。6、本發(fā)明在頭錐本體的側(cè)壁上設(shè)置有多個均勻分布且與后腔室連通的側(cè)噴孔，側(cè)噴孔可以對再壓縮波形成的高溫區(qū)進行冷卻，同時也可以起到射流減阻的作用。7、本發(fā)明結(jié)合了發(fā)汗冷卻、沖擊冷卻、逆噴冷卻和疏導(dǎo)冷卻等多種方式于一身，實現(xiàn)了一種復(fù)合式冷卻方式，因此能夠更加充分地利用冷卻劑，從而達到理想的熱防護效果。
【附圖說明】
[0011]圖1是高超聲速飛行器頭錐附近的流場示意圖；
[0012]圖2是本發(fā)明的三維結(jié)構(gòu)示意圖；
[0013]圖3是圖2的1/4三維剖視圖；
[0014]圖4是圖2的二維截面圖。
【具體實施方式】
[0015]下面結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明進行詳細的描述。
[0016]如圖2?4所示，本發(fā)明包括一由耐高溫合金材料(如镲基合金、鈷基合金等)或陶瓷材料制成的呈多微孔結(jié)構(gòu)的頭錐本體1，頭錐本體I的內(nèi)部空間通過一分隔片2分隔成前、后兩個獨立的腔室3、4。在頭錐本體I的后部固定連接有一中心冷卻劑管道5和至少一個周邊冷卻劑管道6，其中，周邊冷卻劑管道6與后腔室4連通，中心冷卻劑管道5貫穿后腔室后伸入前腔室3。在頭錐本體I頭部中心設(shè)置有一中心噴孔7，中心噴孔7位于中心冷卻劑管道5的延長線上。在頭錐本體I的側(cè)壁上設(shè)置有多個均勻分布且與后腔室3連通的側(cè)噴孔8。
[0017]本發(fā)明的冷卻原理如下:本發(fā)明的頭錐本體I由耐高溫的金屬或陶瓷制成，且呈多微孔結(jié)構(gòu)，頭錐本體I所用材料本身就具備耐高溫的能力。本發(fā)明可結(jié)合主動冷卻方式進行熱防護，冷卻劑可以是飛行器自身攜帶的液體或者從尾部抽取的冷空氣。冷卻劑通過飛行器攜帶的泵和閥門控制，在達到一定的壓力后，通過中心冷卻劑管道5進入到前腔室
3、通過周邊冷卻劑管道6進入后腔室4。前腔室3靠近駐點區(qū)域，溫度較高，對于前腔室3區(qū)域來說，由于冷卻劑可以通過中心冷卻劑管道5直接注入到前腔室，減少了沿程加熱，使得注入前腔室3的冷卻劑溫度較低，冷卻劑從中心冷卻劑管道5前端噴射出，直接沖擊到頭錐駐點區(qū)域的內(nèi)表面，對高溫區(qū)進行沖擊冷卻。進入到前腔室3內(nèi)的冷卻劑，一部分通過中心噴孔7噴出，這部分逆噴而出的冷卻劑可以改變外部流場，使得脫體激波遠離頭錐本體1，同時這部分冷卻劑也能形成保護氣膜；而另一部分可以通過多微孔介質(zhì)滲出，這部分滲出的冷卻劑可以較好地吸收固體顆粒的熱量，并在頭錐本體I的表面形成一層致密的保護氣膜。對于后腔室4區(qū)域，通過周邊冷卻劑管道6注入的冷卻劑，一部分通過均勻分布的側(cè)噴孔8噴出，另一部分通過頭錐本體I壁面的多微孔區(qū)域滲出。側(cè)噴出的冷卻劑不僅可以起到射流減阻的作用，同時也可以對再壓縮波產(chǎn)生的局部高溫區(qū)進行冷卻。
[0018]上述實施例中，可以在中心冷卻劑管道5的前端設(shè)置一噴射頭，用于增強冷卻劑在頭錐本體I內(nèi)側(cè)的噴射沖擊效果。
[0019]上述實施例中，側(cè)噴孔8可以在頭錐本體I的側(cè)壁上排列成一圈。
[0020]上述實施例中，分隔片2可以采用高熱導(dǎo)率的材料(如銅)制成，利用疏導(dǎo)冷卻的方式，將頭錐本體I表面的熱量疏導(dǎo)到頭錐本體I的內(nèi)部。
[0021]本發(fā)明僅以上述實施例進行說明，各部件的結(jié)構(gòu)、設(shè)置位置及其連接都是可以有所變化的，在本發(fā)明技術(shù)方案的基礎(chǔ)上，凡根據(jù)本發(fā)明原理對個別部件進行的改進和等同變換，均不應(yīng)排除在本發(fā)明的保護范圍之外。
【主權(quán)項】
1.一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于:它包括一由耐高溫合金材料或陶瓷材質(zhì)制成的呈多微孔結(jié)構(gòu)的頭錐本體，所述頭錐本體的內(nèi)部通過一分隔片分隔成前腔室和后腔室；在所述頭錐本體的后部固定連接有一中心冷卻劑管道和至少一個周邊冷卻劑管道，所述周邊冷卻劑管道與所述后腔室連通，所述中心冷卻劑管道貫穿所述后腔室后伸入所述前腔室；在所述頭錐本體的頭部中心設(shè)置有一中心噴孔，所述中心噴孔位于所述中心冷卻劑管道的延長線上；在所述頭錐本體的側(cè)壁上設(shè)置有多個均勻分布且與所述后腔室連通的側(cè)噴孔。
2.如權(quán)利要求1所述的一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于:在所述中心冷卻劑管道的前端設(shè)置有一噴射頭。
3.如權(quán)利要求1或2所述的一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于:所述側(cè)噴孔在所述頭錐本體的側(cè)壁上排列成一圈。
4.如權(quán)利要求1或2所述的一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于:所述分隔片采用高導(dǎo)熱率的材料制成。
5.如權(quán)利要求3所述的一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于:所述分隔片采用高導(dǎo)熱率的材料制成。
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種基于復(fù)合冷卻方式的高超聲速飛行器頭錐，其特征在于：它包括一由耐高溫合金或陶瓷材質(zhì)制成的呈多微孔結(jié)構(gòu)的頭錐本體，所述頭錐本體的內(nèi)部通過一分隔片分隔成前腔室和后腔室；在所述頭錐本體的后部固定連接有一中心冷卻劑管道和至少一個周邊冷卻劑管道，所述周邊冷卻劑管道與所述后腔室連通，所述中心冷卻劑管道貫穿所述后腔室后伸入所述前腔室；在所述頭錐本體的頭部中心設(shè)置有一中心噴孔，所述中心噴孔位于所述中心冷卻劑管道的延長線上；在所述頭錐本體的側(cè)壁上設(shè)置有多個均勻分布且與所述后腔室連通的側(cè)噴孔。
【IPC分類】B64C1-00
【公開號】CN104859835
【申請?zhí)枴緾N201510205142
【發(fā)明人】姜培學(xué), 黃干, 祝銀海
【申請人】清華大學(xué)
【公開日】2015年8月26日
【申請日】2015年4月27日