[发明专利]用于高超声速溢流液膜冷却实验的冷却剂注入装置

说明书

本发明提供了用于高超声速溢流液膜冷却实验的冷却剂注入装置，包括：储液器，用于存储冷却剂；高压气源，用于推动所述储液器内的冷却剂输出；调压单元，安装在所述高压气源上，用于控制所述高压气源输入至所述储液器内的高压气体压力；电磁阀，安装在所述储液器的输液管路上，用于精确控制冷却剂注入时间；截止阀，安装在输液管路上所述电磁阀的下游，用于截止输液管路的通断；控制器，用于控制所述电磁阀的开启与关闭。本发明可以保证储液器中的冷却剂以溢流而不是射流方式流出，对冷却剂流量的调节范围广、调节方便、响应快、液膜建立时间短且安全可靠。

技术领域

本发明涉及飞行器热防护领域，特别是涉及一种用于高超声速溢流液膜冷却实验的冷却剂注入装置。

背景技术

飞行器的气动热防护问题已成为限制飞行器发展的瓶颈，传统的被动与半被动冷却方法不能满足热防护需求，需要结合主动冷却技术提高热防护能力。主动式冷却是指需要外加动力来提供冷却剂的冷却方法，已开展研究的主动冷却方法因冷却效果或工程实现难度等原因尚未在高超声速飞行器上获得应用，急需发展新的主动冷却方法。

目前提出的溢流液膜冷却概念，核心思想是通过对冷却剂流量的控制，保证其不喷成射流，而是以溢流的方式流出，而后在绕流气体表面摩擦力作用下展布为液膜，覆盖在模型表面，从而实现对飞行器的热防护。溢流液膜冷却这种防热方式还处于探索阶段，需要开展大量的实验研究确定其冷却机理和冷却性能。液膜的形成和控制是开展溢流液膜冷却实验研究的基础，而研制冷却剂注入装置是开展相关实验研究面临的首要问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于高超声速溢流液膜冷却实验的冷却剂注入装置。

特别地，本发明提供的用于高超声速溢流液膜冷却实验的冷却剂注入装置，包括：

储液器，用于存储冷却剂；

高压气源，用于推动所述储液器内的冷却剂输出；

调压单元，安装在所述高压气源上，用于控制所述高压气源输入至所述储液器内的高压气体压力；

电磁阀，安装在所述储液器的输液管路上，用于精确控制冷却剂注入时间；

截止阀，安装在输液管路上所述电磁阀的下游，用于截止输液管路的通断；

控制器，用于控制所述电磁阀的开启与关闭。

在本发明的一个实施方式中，所述的储液器包括：

筒体，为两端开口的管状结构，

盖板，包括分别封闭所述筒体的两端开口的上盖板和下盖板，上盖板上设置有进气口，下盖板上设置有出液孔；

滑块，安装在所述筒体内，在所述筒体轴向上滑动密封隔成两个空间；

流量调节单元，包括

调节座，安装在所述进气口处，包括位于所述上盖板下部的锥形孔，和位于所述上盖板上部与锥形孔连通的圆柱形固定孔；

锥面调节块，包括上部的连接柱和下部的锥形块，连接柱通过螺纹安装在固定孔内，锥形块的锥面角度与锥形孔的锥面角度相同，连接柱上设置有向锥形块延伸的轴向通道，锥形块上设置有与轴向通道连通的横向通道。

在本发明的一个实施方式中，所述滑块与所述筒体的接触面上设置有密封槽，密封槽内安装有密封圈。

在本发明的一个实施方式中，所述盖板与所述筒体的接触面上设置有密封槽，密封槽内安装有密封圈。

在本发明的一个实施方式中，所述锥形孔和所述锥形块的锥面角度为10～20°。

在本发明的一个实施方式中，所述上盖板上设置有通孔，所述调节座密封固定在通孔内。