[发明专利]高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法，属于航空、航天、动力机械等长时间、大热流密度的局部换热领域。

背景技术

高超声速飞行器是现代飞行器发展的主要趋势，具有航程远、速度快、性能卓越等特点，其中，飞行速度在5至7马赫数，可长时间、持续飞行的临近空间高超声速飞行器尤为重要，在通信保障、情报收集、电子压制、预警等方面极具发展潜力。

然而，长时间高超声速飞行将面临严重的气动加热问题，当飞行高度为24km，飞行速度7马赫时，头锥驻点附近热流密度高达2～3MW/m²，壁面温度高达1400K。在如此严峻的热环境下长时间巡航，所经历的热负荷是被动与半被动热防护结构所不能承载的。为实现长航时高超声速飞行就要求热防护系统可长时间抵御大热流密度，研制新型高超声速飞行器主动冷却热防护系统势在必行。

发明内容

本发明针对长航时高超声速飞行器“热障”问题，提出一种高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法，通过携带一定量的冷却液，实现头锥部高效主动冷却。

本发明提供了一种高超声速飞行器头锥主动冷却结构，包括：冲击面、冲击腔、射流孔、射流供液系统和螺旋流道。

冲击面位于高超声速飞行器头锥驻点区域蒙皮内侧；在冲击面四周形成冲击腔，冲击腔与螺旋流道和射流孔相连通。螺旋流道紧贴头锥蒙皮内表面，以等螺旋节距或变螺旋节距的方式，沿头锥蒙皮内表面自锥顶冲击面外边缘向锥底盘旋。射流孔位于冲击腔靠近机体一侧轴线的区域，射流孔两端连通冲击面与射流供液系统。射流供液系统用于储存冷却液，并以设定压力、设定流量将冷却液提供给射流孔。

所述的冲击面可为平面、带翅片的扩展表面或波纹表面。

所述的螺旋流道的横截面可为圆形、椭圆形、半圆形、半椭圆形、三角形、四边形或多边形，螺旋流道可为恒定截面流道、变截面流道或内置填充物流道。螺旋流道可以是单条或多条，螺旋流道间互不交叉或有交叉。

所述的射流孔可为单个或多个，射流孔的方向垂直于冲击面或与冲击面呈一定角度。

基于所述的主动冷却结构，本发明还提供了一种气液两相流离心螺旋强化换热方法，具体实现方式如下：

首先，射流供液系统以设定压力通过射流孔，将设定流量的冷却液射流冲击至冲击面。

其次，在冲击面表面冷却液吸热汽化，在冲击面上形成的气泡，在冷却液射流冲击力的作用下气泡迅速脱离壁面，使沸腾过程保持在核态沸腾状态。

然后，冷却液以气液两相流的形式，沿螺旋流道贴头锥蒙皮内侧螺旋流动，并继续吸热沸腾，螺旋流动所产生的离心力使冷却介质气液分离，气相冷却介质趋于贴近机体轴线，而液相冷却介质在离心力的作用下趋于贴近蒙皮侧，使得壁面产生的气泡加速脱离壁面。

本发明的优点与积极效果在于：

1)本发明针对高超声速飞行器头锥结构，及驻点区域热流密度相对高的特点，合理布置冲击面的位置，用射流冲击的方式，大幅提高了换热效率，有效降低驻点区域温度。

2)本发明采用螺旋流道的方式导流，所产生的离心力使得冷却流体液相贴蒙皮侧流动，同时加速壁面气泡脱离。螺旋流道内换热特点与头锥部受热环境相契合。

3)本发明的主动冷却结构不改变高超声速飞行器头锥部的气动外形。

4)冷却结构简单，便于加工制造，可靠系数高。

附图说明

图1是本发明一个实施例的头锥主动冷却结构示意图；

图2是本发明一个实施例的头锥主动冷却结构(去除射流供液系统后)的轴向视图；

图中：

1—冲击面，2—射流孔，3—冲击腔，4—螺旋流道，5—蒙皮，6—射流供液系统。

具体实施方式

下面结合附图，对一种高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法做详细的说明。

根据本发明的一个实施例的高超声速飞行器头锥主动冷却结构如图1所示，包括冲击面1、射流孔2、冲击腔3、螺旋流道4和射流供液系统6。冲击面1位于高超声速飞行器头锥驻点区域蒙皮5内侧。在冲击面1四周形成冲击腔3，冲击腔3与螺旋流道4和射流孔2相连通。螺旋流道4紧贴头锥蒙皮5内表面，以等螺旋节距或变螺旋节距的方式，沿头锥蒙皮5内表面自锥顶冲击面外边缘向锥底盘旋。射流孔2位于冲击腔3靠近机体一侧轴线的区域，射流孔2两端连通冲击面1与射流供液系统6。射流供液系统6用于储存冷却液，并以设定压力、设定流量将冷却液提供给射流孔2。