高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)和氣液兩相流離心螺旋強(qiáng)化換熱方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)和氣液兩相流離心螺旋強(qiáng)化換熱方法，屬于航空、航天、動(dòng)力機(jī)械等長(zhǎng)時(shí)間、大熱流密度的局部換熱領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002]高超聲速飛行器是現(xiàn)代飛行器發(fā)展的主要趨勢(shì)，具有航程遠(yuǎn)、速度快、性能卓越等特點(diǎn)，其中，飛行速度在5至7馬赫數(shù)，可長(zhǎng)時(shí)間、持續(xù)飛行的臨近空間高超聲速飛行器尤為重要，在通信保障、情報(bào)收集、電子壓制、預(yù)警等方面極具發(fā)展?jié)摿Α?br>[0003]然而，長(zhǎng)時(shí)間高超聲速飛行將面臨嚴(yán)重的氣動(dòng)加熱問題，當(dāng)飛行高度為24km，飛行速度7馬赫時(shí)，頭錐駐點(diǎn)附近熱流密度高達(dá)2?3Mff/m2，壁面溫度高達(dá)1400K。在如此嚴(yán)峻的熱環(huán)境下長(zhǎng)時(shí)間巡航，所經(jīng)歷的熱負(fù)荷是被動(dòng)與半被動(dòng)熱防護(hù)結(jié)構(gòu)所不能承載的。為實(shí)現(xiàn)長(zhǎng)航時(shí)高超聲速飛行就要求熱防護(hù)系統(tǒng)可長(zhǎng)時(shí)間抵御大熱流密度，研制新型高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)勢(shì)在必行。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明針對(duì)長(zhǎng)航時(shí)高超聲速飛行器“熱障”問題，提出一種高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)和氣液兩相流離心螺旋強(qiáng)化換熱方法，通過攜帶一定量的冷卻液，實(shí)現(xiàn)頭錐部高效王動(dòng)冷卻。
[0005]本發(fā)明提供了一種高超聲速飛行器頭錐主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，包括:沖擊面、沖擊腔、射流孔、射流供液系統(tǒng)和螺旋流道。
[0006]沖擊面位于高超聲速飛行器頭錐駐點(diǎn)區(qū)域蒙皮內(nèi)側(cè)；在沖擊面四周形成沖擊腔，沖擊腔與螺旋流道和射流孔相連通。螺旋流道緊貼頭錐蒙皮內(nèi)表面，以等螺旋節(jié)距或變螺旋節(jié)距的方式，沿頭錐蒙皮內(nèi)表面自錐頂沖擊面外邊緣向錐底盤旋。射流孔位于沖擊腔靠近機(jī)體一側(cè)軸線的區(qū)域，射流孔兩端連通沖擊面與射流供液系統(tǒng)。射流供液系統(tǒng)用于儲(chǔ)存冷卻液，并以設(shè)定壓力、設(shè)定流量將冷卻液提供給射流孔。
[0007]所述的沖擊面可為平面、帶翅片的擴(kuò)展表面或波紋表面。
[0008]所述的螺旋流道的橫截面可為圓形、橢圓形、半圓形、半橢圓形、三角形、四邊形或多邊形，螺旋流道可為恒定截面流道、變截面流道或內(nèi)置填充物流道。螺旋流道可以是單條或多條，螺旋流道間互不交叉或有交叉。
[0009]所述的射流孔可為單個(gè)或多個(gè)，射流孔的方向垂直于沖擊面或與沖擊面呈一定角度。
[0010]基于所述的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，本發(fā)明還提供了一種氣液兩相流離心螺旋強(qiáng)化換熱方法，具體實(shí)現(xiàn)方式如下:
[0011 ] 首先，射流供液系統(tǒng)以設(shè)定壓力通過射流孔，將設(shè)定流量的冷卻液射流沖擊至沖擊面。
[0012]其次，在沖擊面表面冷卻液吸熱汽化，在沖擊面上形成的氣泡，在冷卻液射流沖擊力的作用下氣泡迅速脫離壁面，使沸騰過程保持在核態(tài)沸騰狀態(tài)。
[0013]然后，冷卻液以氣液兩相流的形式，沿螺旋流道貼頭錐蒙皮內(nèi)側(cè)螺旋流動(dòng)，并繼續(xù)吸熱沸騰，螺旋流動(dòng)所產(chǎn)生的離心力使冷卻介質(zhì)氣液分離，氣相冷卻介質(zhì)趨于貼近機(jī)體軸線，而液相冷卻介質(zhì)在離心力的作用下趨于貼近蒙皮側(cè)，使得壁面產(chǎn)生的氣泡加速脫離壁面。
[0014]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)與積極效果在于:
[0015]1)本發(fā)明針對(duì)高超聲速飛行器頭錐結(jié)構(gòu)，及駐點(diǎn)區(qū)域熱流密度相對(duì)高的特點(diǎn)，合理布置沖擊面的位置，用射流沖擊的方式，大幅提高了換熱效率，有效降低駐點(diǎn)區(qū)域溫度。
[0016]2)本發(fā)明采用螺旋流道的方式導(dǎo)流，所產(chǎn)生的離心力使得冷卻流體液相貼蒙皮側(cè)流動(dòng)，同時(shí)加速壁面氣泡脫離。螺旋流道內(nèi)換熱特點(diǎn)與頭錐部受熱環(huán)境相契合。
[0017]3)本發(fā)明的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)不改變高超聲速飛行器頭錐部的氣動(dòng)外形。
[0018]4)冷卻結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單，便于加工制造，可靠系數(shù)高。
【附圖說明】
[0019]圖1是本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的頭錐主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)示意圖；
[0020]圖2是本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的頭錐主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)(去除射流供液系統(tǒng)后)的軸向視圖；
[0021]圖中:
[0022]1—沖擊面，2—射流孔，3—沖擊腔，4一螺旋流道，5—蒙皮，6—射流供液系統(tǒng)。
【具體實(shí)施方式】
[0023]下面結(jié)合附圖，對(duì)一種高超聲速飛行器主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)和氣液兩相流離心螺旋強(qiáng)化換熱方法做詳細(xì)的說明。
[0024]根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施例的高超聲速飛行器頭錐主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)如圖1所示，包括沖擊面1、射流孔2、沖擊腔3、螺旋流道4和射流供液系統(tǒng)6。沖擊面1位于高超聲速飛行器頭錐駐點(diǎn)區(qū)域蒙皮5內(nèi)側(cè)。在沖擊面1四周形成沖擊腔3，沖擊腔3與螺旋流道4和射流孔2相連通。螺旋流道4緊貼頭錐蒙皮5內(nèi)表面，以等螺旋節(jié)距或變螺旋節(jié)距的方式，沿頭錐蒙皮5內(nèi)表面自錐頂沖擊面外邊緣向錐底盤旋。射流孔2位于沖擊腔3靠近機(jī)體一側(cè)軸線的區(qū)域，射流孔2兩端連通沖擊面1與射流供液系統(tǒng)6。射流供液系統(tǒng)6用于儲(chǔ)存冷卻液，并以設(shè)定壓力、設(shè)定流量將冷卻液提供給射流孔2。
[0025]沖擊面1可為平面、帶翅片的擴(kuò)展表面或波紋表面。螺旋流道4的橫截面可為圓形、橢圓形、半圓形、半橢圓形、三角形、四邊形或多邊形。螺旋流道4可為恒定截面流道、變截面流道或內(nèi)置填充物流道。螺旋流道4可以是單條或兩條已上，螺旋流道4間互不交叉或有交叉。射流孔2可為單個(gè)或多個(gè)，射流孔2的方向垂直于沖擊面1或與沖擊面1呈設(shè)定的角度。
[0026]本發(fā)明的主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，具體工作過程為:冷卻液由射流供液系統(tǒng)6儲(chǔ)存，并以一定壓力、一定流量供給射流孔2，壓力和流量的值根據(jù)蒙皮5外壁面氣動(dòng)熱環(huán)境設(shè)定；射流孔2連通射流供液系統(tǒng)6與沖擊腔3，冷卻液由射流孔2射流沖擊至沖擊面1，冷卻液在沖擊面1表面吸熱沸騰，產(chǎn)生的氣液兩相冷卻介質(zhì)流由