[发明专利]一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥

说明书

技术领域

本发明涉及一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥，属于飞行器技术领域。

背景技术

航空航天技术是一个国家科技水平和综合实力的体现，随着航天航空技术的发展，飞行器的速度不断提升。超高声速(Ma>5)飞行器具有极大的优势，极高的飞行速度使得其可以在短时间内到达全球任何位置，这在国防领域和商业领域均具有重要的意义，因此，发展超高速飞行器是很多国家的研究目标。然而，随着飞行速度的提高，剧烈的气动加热作用将使飞行器承受极高的热流密度，所以，高超声速飞行器发展中亟需解决的一个问题是研制高效的热防护系统。

对于高超声速飞行器来说，头锥是温度最高的部位。如图1所示，高超声速来流在飞行器头锥前9形成脱体激波10，激波后温度急剧上升，在头锥驻点处极易烧蚀。随着飞行马赫数(Ma)的增加，脱体激波的强度也相应增大，并且越来越靠近头锥，使得驻点高温区温度急剧上升。目前的头锥热防护方式中，使用较多的是采用C/C或C/SiC等复合材料，也有部分采用烧蚀材料。复合材料虽然可以承受较高的温度，但是其不能承受较长的时间的高温，在长时间的高温环境下将会发生氧化现象。对于烧蚀材料热防护方式，其具有不可重复使用的特点，并且在烧蚀的过程中会影响飞行器的气动外形，不利于飞行的稳定性和精确性。虽然耐高温材料在不断发展，但是其发展速度远不够高超声速飞行器的需求。

目前导弹头锥的热防护还包括发汗冷却等主动冷却方式，但是单一的主动冷却方式很难满足高超声速飞行器的热防护要求。为了有效对最易烧蚀的头锥进行热防护，同时达到长时间工作和可重复使用的目的，需要探索新型的头锥冷却方式。

发明内容

针对上述问题，本发明的目的是提供一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：一种基于复合冷却方式的高超声速飞行器头锥，其特征在于：它包括一由耐高温合金材料或陶瓷材质制成的呈多微孔结构的头锥本体，所述头锥本体的内部通过一分隔片分隔成前腔室和后腔室；在所述头锥本体的后部固定连接有一中心冷却剂管道和至少一个周边冷却剂管道，所述周边冷却剂管道与所述后腔室连通，所述中心冷却剂管道贯穿所述后腔室后伸入所述前腔室；在所述头锥本体的头部中心设置有一中心喷孔，所述中心喷孔位于所述中心冷却剂管道的延长线上；在所述头锥本体的侧壁上设置有多个均匀分布且与所述后腔室连通的侧喷孔。

在所述中心冷却剂管道的前端设置有一喷射头。

所述侧喷孔在所述头锥本体的侧壁上排列成一圈。

所述分隔片采用高导热率的材料制成。

本发明由于采取以上技术方案，其具有以下优点：1、本发明的头锥本体由耐高温合金材料或陶瓷材料制成，且呈多微孔结构，首先头锥本体所用的材料本身即具有耐高温的特性，同时多微孔结构能够使头锥本体以发汗冷却的方式实现热防护，即冷却剂能够通过多微孔介质渗出到头锥本体的表面，在冷却剂渗出的过程中，不仅会不断吸收头锥本体的热量以降低其温度，还能够在头锥本体表面形成一层保护气膜，对头锥本体进行热防护。2、本发明的头锥本体内部通过分隔片分隔成两个独立的腔室，并分别通过不同的冷却剂管道进行连接，因此，能够对前、后腔室注入不同质量流量的冷却剂，前腔室处温度高，可注入较多的冷却剂，后腔室则可注入较少的冷却剂，这种分隔结构使得冷却剂得到合理的分配，头锥本体的温度梯度减小。3、本发明的前腔室通过中心冷却剂管道可以直接注入冷却剂，因此，有利于减小冷却剂的沿程加热，使得到达头锥本体驻点处的冷却剂保持较低的温度，从而起到更好的冷却效果。4、本发明在头锥本体头部中心设置有中心喷孔，且中心喷孔位于中心冷却剂管道的延长线上，因此，高压冷却剂可以通过中心冷却剂管道直接对头锥本体驻点附近的内表面进行喷射冲击，从而强化换热，以对头锥本体驻点区域进行冷却；同时，一部分冷却剂可以通过中心喷孔逆喷而出，致使头锥本体前方的流场改变，使脱体激波远离头锥本体，促使驻点温度降低，另外这部分冷却剂还能够形成保护气膜。5、本发明的分隔片采用高导热率的材料制成，不仅可以增加头锥本体的强度，同时也可以利用疏导冷却的方式使得头锥本体表面的热量疏导到内部，进而通过腔室内的冷却剂进行冷却。6、本发明在头锥本体的侧壁上设置有多个均匀分布且与后腔室连通的侧喷孔，侧喷孔可以对再压缩波形成的高温区进行冷却，同时也可以起到射流减阻的作用。7、本发明结合了发汗冷却、冲击冷却、逆喷冷却和疏导冷却等多种方式于一身，实现了一种复合式冷却方式，因此能够更加充分地利用冷却剂，从而达到理想的热防护效果。

附图说明