[发明专利]一种用于高温壁面的冷却热防护装置

说明书

本发明公开一种用于高温壁面的冷却热防护装置，装置包括：喷管加速结构、支撑骨架和外壳；喷管加速结构通过支撑骨架与外壳连接，喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；支撑骨架用于支撑所述外壳；喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量，大幅度降低了高温壁面的温度，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高温壁面的热防护作业中。

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壁面的冷却热防护装置。

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壁面的冷却热防护装置，利用冷却剂冲击对流冷却，实现高温壁面承载、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壁面的冷却热防护装置，所述装置包括：

喷管加速结构、支撑骨架和外壳；所述喷管加速结构通过所述支撑骨架与所述外壳连接，所述喷管加速结构与冷却剂供给系统连接；

所述支撑骨架用于支撑所述外壳；

所述喷管加速结构用于对冷却剂提速至超声速状态后喷出，喷出后的冷却剂对外壳进行冲击冷却换热，带走热量。

可选地，所述喷管加速结构包括：

带有N个拉瓦尔喷管的支撑结构，其中，N为大于1的正整数；N个所述拉瓦尔喷管阵列设置，所述支撑骨架设置在所述支撑结构上，各所述拉瓦尔喷管的入口与所述冷却剂供给系统连通；

所述支撑结构用于支撑所述支撑骨架；

所述拉瓦尔喷管用于将冷却剂提速至超声速状态后喷出。

可选地，所述支撑骨架包括：

m根第一横向支撑架和n根第一纵向支撑架，m根所述第一横向支撑架和n根所述第一纵向支撑架垂直交叉设置，其中，m、n均为大于1的正整数；m根所述第一横向支撑架、n根所述第一纵向支撑架、支撑结构与所述外壳形成的N个空间为N个换热腔室，各所述换热腔室与各所述拉瓦尔喷管的出口连通；

各所述拉瓦尔喷管喷出的冷却剂在所述换热腔室中对所述外壳进行冲击冷却，冲击冷却后与所述支撑骨架进行对流换热，带走热量。

可选地，所述外壳包括外承载结构、m根第二横向支撑架、n根第二纵向支撑架和M个排气槽，其中，M为大于1的正整数；

m根所述第二横向支撑架和n根所述第二纵向支撑架垂直交叉设置在所述外承载结构上，m根所述第二横向支撑架与m根所述第一横向支撑架对应设置且连接，n根所述第二纵向支撑架与n根所述第一纵向支撑架对应设置且连接；

M个所述排气槽贯穿所述外承载结构，用于将换热后的冷却剂排出。