[发明专利]一种用于高温头锥的冷却热防护装置

说明书

本发明公开一种用于高温头锥的冷却热防护装置，通过拉瓦尔喷管将冷却剂注入通道输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出，喷出的冷却剂在换热腔室中对所述外壳进行冲击冷却，带走热量，大幅度降低了头锥结构的温度，具有热防护热流密度大、冷却剂清洁无结焦、结构简单的特点，可以广泛应用于飞行器各种头锥前缘结构的热防护作业中。

技术领域

本发明涉及飞行器热防护技术领域，特别是涉及一种用于高温头锥的冷却热防护装置。

背景技术

航空航天技术是一个国家综合科技水平和经济实力的体现，在国家安全、远端通讯和经济发展等领域都有着重要的战略意义，是全世界各国竞争激烈的重点发展领域。随着航天航空技术的发展，高超声速(Ma5，Ma为马赫数)飞行器和大推力火箭都得到了迅速发展，而随之引起的气动加热增加和发动机燃烧室温度提高，使得热防护技术成为航天航空技术发展的关键难题。以高超声速飞行器为例，如图1所示为高超声速飞行器的典型热环境示意图。飞行器高速飞行时，其飞行器头锥以及机翼前缘承受剧烈的气动加热，超声速主流经过进气道被压缩注入超燃冲压发动机，通过隔离段后进入到燃烧室和燃料进行掺混并燃烧，产生的高温高压燃气经过尾喷管喷出后产生巨大的反推力维持飞行器高速飞行。当飞行马赫数达到8时，超燃冲压发动机内主流总温超过3000K，使得燃烧室壁面承受了极高的气动热流密度。但随着飞行器速度进一步提升，燃烧温度继续提高，单纯的再生冷却技术面临着燃料热沉不足、换热能力不足等技术问题，因此有必要采用更为高效稳定的热防护方式对高超声速发关键部件进行冷却，以适应目前飞行器技术的飞速发展。

发明内容

基于此，本发明的目的是提供一种用于高温头锥的冷却热防护装置，利用冷却剂冲击对流冷却，实现对高温头锥进行承载、热防护一体化。

为实现上述目的，本发明提供了一种用于高温头锥的冷却热防护装置，所述装置包括：

支撑结构、拉瓦尔喷管、换热腔室、外壳和冷却剂注入通道；所述支撑结构设置在所述外壳内部，所述冷却剂注入通道和所述拉瓦尔喷管均设置在所述支撑结构内部，所述换热腔室设置在所述外壳的内部，所述冷却剂注入通道通过所述拉瓦尔喷管与所述换热腔室连通；

所述拉瓦尔喷管用于将所述冷却剂注入通道输入的冷却剂降压提速至超声速状态后喷出；

所述换热腔室用于利用喷出的冷却剂对所述外壳进行冲击冷却，带走热量。

可选地，在所述外壳上设置至少一个所述排气槽，所述排气槽与所述换热腔室对应设置；所述排气槽用于将换热后的冷却剂排出。

可选地，带有所述拉瓦尔喷管和所述冷却剂注入通道的所述支撑结构通过锻造、铸造、切削或3D打印方式一体化加工。

可选地，所述外壳内侧为微纳米级强化换热结构。

可选地，所述微纳米级强化换热结构为激光刻蚀形成的方柱阵列。

可选地，在所述方柱阵列表面生长纳米线结构。

可选地，所述方柱阵列的高度为40μm、宽度为20μm；所述纳米线结构的高度为1μm、直径为100nm。

可选地，所述排气槽为长方形、方形、三角形、圆形和雪花形中至少一种。

可选地，所述装置还包括：在所述外壳表面铺设加隔热层、辐射反射膜和隐形镀层中至少一种。

可选地，所述冷却剂为超临界压力二氧化碳。

根据本发明提供的具体实施例，本发明公开了以下技术效果：