本發明專利技術涉及一種飛行器層板式發汗和逆噴組合鼻錐，圓形底臺頂面設有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個隨高度增加半徑依次減小的圓形發汗層板同軸疊加而成；圓形底臺的中心設有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質的底臺通道，并設有固定桿穿過底臺通道和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；所述固定桿內設有通入冷卻工質的噴管以及冷卻工質流入入口。該鼻錐采用層板式發汗冷卻結構和逆向噴流相結合的方式進行防熱設計，既能實現高超聲速飛行器頭部非駐點區的熱防護和駐點區的熱防護，又具有需要的冷卻劑量小、散熱強度大、可靠性高的特性。
【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及一種用于高超聲速飛行器頭錐和前沿器件進行冷卻的主動熱防護裝置，具體為一種飛行器層板式發汗和逆噴組合鼻錐。
技術介紹
熱防護技術是高超聲速飛行器研究的關鍵技術。高超聲速飛行器頭錐和前沿器件在沒有任何熱防護系統保護的情況下表面溫度高達2000 3000攝氏度。在這么高的溫度下為了使高超聲速飛行器頭錐和前沿器件不被燒毀，頭錐和前沿器件外形結構保持完整，保持高超聲速飛行器艙內有正常的工作條件，必須采用被動或主動的熱防護方式對其進行熱防護。現有的高超聲速飛行器頭錐和前沿器件采用的熱防護方式主要有燒蝕防熱、發汗冷卻防熱。燒蝕防熱是一次使用的航天器防熱結構中重要的一種防熱形式，屬于半被動熱控制技術。燒蝕防熱的原理是:燒蝕材料在加熱環境中產生一系列的物理和化學反應，在這些物理和化學過程中，一方面消耗了燒蝕材料，另一方面亦以不同方式耗散環境給予材料的熱量，以保證內部結構在允許溫度下工作。發汗冷卻防熱又根據鼻錐中冷卻劑的“釋出”方式分為自發式、強迫式、自適應式和層板式發汗。自發汗鼻錐是把低熔點金屬(如銅和銀等)滲入難熔材料(如鎢等)的多孔骨架中。當鼻錐受氣動加熱時，靠低熔點金屬熔化和蒸發來防熱。強迫發汗鼻錐是把流態冷卻劑(如水、氨、氦等)預先儲存在容器之中，需要發汗時，利用壓力源(高壓氣瓶或燃氣發生器等)把冷卻劑擠到多孔鼻錐表面來完成防熱。自適應發汗冷卻防熱是采用疏松多孔材料作為外殼球頭部分，用難熔金屬(如鎢合金)制成發汗鼻錐的薄壁外殼，內部攜帶高密度高體積熱容固體冷卻劑和高蒸汽壓固體或液體驅動劑。自適應發汗冷卻防熱的原理是:在高超聲速飛行過程中，由于對鼻錐和前沿器件的氣動加熱以及通過外殼的傳熱使得冷卻劑熔化，驅動劑蒸發。液體冷卻劑在驅動劑的壓力作用下，通過多孔的或者開有通道的骨架流到鼻錐表面上。當冷卻劑在氣體附面層中蒸發、沸騰、吸熱時就吸收熱量，從而實現對骨架和密實外殼的防熱。研究與實踐表明，上述的熱防護方式在飛行器飛行速度不太大和飛行時間比較短的情況下可以起到較好的熱防護作用。但是隨著飛行器飛行速度以及飛行時間的增加，以上的熱防護方式應用的局限性就比較明顯。燒蝕防熱由于犧牲部分表面材料，而使外形結構難以保持完整。自發汗冷卻防熱由于這種結構能貯存的發汗量有限，多孔骨架的空隙度不可能很理想，否則強度會明顯降低；駐點壓力較高時有可能發不出“汗”;還存在由熱應力開裂的問題。強迫發汗冷卻防熱結構復雜，可靠性低，此外，重量和體積(尤其是體積)都是這種形式的突出缺點。自適應發汗冷卻防熱由于需要自己攜帶冷卻劑和驅動劑增加了飛行器的質量，設計難度比較大，而且可供選擇的冷卻劑幾乎僅限于低熔點金屬，而所有低熔點金屬在高溫時都易于釋放電子，這可能使通訊“黑障”問題惡化
技術實現思路
本專利技術的目的在于，針對現有技術的不足，提供一種層板式發汗和逆噴組合冷卻鼻錐，實現高超聲速飛行器頭部非駐點區的熱防護和駐點區的熱防護，需要的冷卻工質少，散熱強度大，可靠性高。本專利技術的技術方案為，一種層板式發汗和逆噴組合冷卻鼻錐，包括圓形底臺，所述圓形底臺頂面設有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個隨高度增加半徑依次減小的圓形發汗層板同軸疊加而成；所述圓形底臺的中心設有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質的底臺通道，并設有固定桿穿過底臺通道和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；所述固定桿內設有通入冷卻工質的噴管以及冷卻工質流入入口。所述球錐形層板疊成體由第一層板和第二層板交錯疊加而成，所述第一層板沿半徑方向設有控制流道，與控制流道沿第一層板半徑方向對應的第一層板外圓周上設有散布流道，且各散布流道與對應控制流道之間留有間隔；所述第二層板上設有積液腔，積液腔設在相鄰第一層板的散布流道與其對應控制流道之間。一般的機械微孔和多孔材料當受熱面出現局部過熱的情況時，由于發汗部位的發汗冷卻工質的流動阻力的增大，發汗工質在此處的發汗流量將減少，繼而出現局部過熱處的擴大和惡化；但是本結構由于控制流道的流動阻力遠大于散布流道的流動阻力，所以當鼻錐表面出現局部過熱的情況時，由于積液腔中的液體的冷卻，使得散布流道內冷卻工質的溫升較小，從而在散布流道內增加的流動阻力相對于控制流道內的流道阻力可以忽略不計，從而使得冷卻工質從控制流道流入積液腔再經過散布流道到達鼻錐表面的流道阻力基本不變，從而使得該類層板鼻錐能夠遏制局部過熱的擴大和惡化。所述積液腔的截面面積沿著第二層板的半徑方向從內向外依次增加。所述積液腔的截面為等腰三角形，且等腰三角形的頂角靠近相鄰第一層板的控制流道而等腰三角形的底邊靠近對應的散布流道。所述第一層板的厚度為0.1 1mm。所述第二層板的厚度為0.1 1mm。工作時，冷卻工質從底臺通道和噴管的底端分別流入球錐形層板疊成體和噴管。流入球錐形層板疊成體的冷卻工質經第一層板和第二層板，最終冷卻工質抵達第一發汗層板的散布流道，形成對鼻錐的熱防護功能。流入噴管的冷卻工質經過加速后流出，形成逆向噴注，對鼻錐的駐點區及其附近進行熱防護。散布流道直徑為0.5 3_。上述各個流體出口處經過設計都使流體加速，特別是逆向噴口處流體以高速噴出。噴出的流體在高速氣流中蒸發、沸騰吸收熱量，從而達到熱防護的目的。逆向噴管的噴流可以減少氣動加熱，從而使嚴重加熱的駐點區達到熱防護的目的。本專利技術以液體火箭發動機燃氣發生器、層板式噴注器、層板式流體混合器、層板是高速船推進器以及層板交錯發汗噴注的最新研究進展為背景，提出一種新型氣動布局的層板式發汗冷卻鼻錐，不同于以往的發汗冷卻鼻錐利用多孔材料進行發汗而受到各種局限，而是利用飛行器自身攜帶的燃料作為冷卻劑，通過層板結構的分布式縫隙噴管產生多層狀態的高速噴射氣流，利用層板自身結構所具有的良好流道構型，解決各種復雜的流體流到問題，層板內精確分流特點可使冷卻劑流量隨層板片內的流動阻力不同而不同，保證在壁面不同的冷卻要求處，保障受熱表面發汗流強的穩定，克服了一般多孔材料發汗冷卻結構可能出現局部過熱的缺陷，達到受熱部件可重復使用的目的。本專利技術的有益效果是，該鼻錐采用層板式發汗冷卻結構和逆向噴流相結合的方式進行防熱設計，既能實現高超聲速飛行器頭部非駐點區的熱防護和駐點區的熱防護，又具有需要的冷卻劑量小、散熱強度大、可靠性高的特性，最后這種鼻錐能夠實現可重復使用的目的為下一代可重復使用飛行器的設計提供一種優秀的防熱設計方式等效果，是一種高效率、高可靠性、高實用性的新型高超聲速熱防護系統。附圖說明圖1為本專利技術所述冷卻鼻錐的第一立體 圖2為本專利技術所述冷卻鼻錐的第二立體 圖3為第一層板的結構示意 圖4為第二層板的結構示意 圖5為第一層板和第二層板疊加的結構示意 圖6為固定桿的示意圖。具體實施例方式如圖1、圖2、圖6所示，一種層板式發汗冷卻鼻錐，包括圓形底臺1，圓形底臺I頂面設有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個隨高度增加半徑依次減小的圓形發汗層板2、3同軸疊加而成；圓形底臺I的中心設有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質的底臺通道7，并設有固定桿4穿過底臺通道7和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；固定桿4內設有通入冷卻工質的噴管5以及冷卻工質流入入口 8。如圖3-圖本文檔來自技高網...
【技術保護點】
一種層板式發汗和逆噴組合冷卻鼻錐，包括圓形底臺（1），其特征是，所述圓形底臺（1）頂面設有球錐形層板疊成體，該球錐形層板疊成體由多個隨高度增加半徑依次減小的圓形發汗層板（2,3）同軸疊加而成；所述圓形底臺（1）的中心設有向球錐形層板疊成體通入冷卻工質的底臺通道（7），并設有固定桿（4）穿過底臺通道（7）和球錐形層板疊成體，固定桿的頂部為圓弧狀且該固定桿的頂部罩在球錐形層板疊成體頂部；所述固定桿（4）內設有通入冷卻工質的噴管（5）以及冷卻工質流入入口（8）。
【技術特征摘要】
【專利技術屬性】
技術研發人員：劉偉強，聶濤，孫健，陸海波，戎宜生，劉洪鵬，謝倫婭，
申請(專利權)人：中國人民解放軍國防科學技術大學，
類型：發明
國別省市：
還沒有人留言評論。發表了對其他瀏覽者有用的留言會獲得科技券。