[发明专利]高超声速飞行器及其前缘热防护结构

说明书

本发明公开了一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，包括主体结构面和发散面；发散面固定在主体结构面上；发散面为多个，并且各发散面在主体结构面上间断布置；发散面和主体结构面围成冷却腔，冷却腔的第一端开口，且冷却腔的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；其中，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近冷却腔的第二端，发散面的孔隙率越大。该前缘热防护结构中，发散面为多个，且各发散面中靠近前缘的头部的发散面孔隙率较大，能够使更多冷却剂流过靠近前缘头部的发散面，使冷却剂实现按需分配。本发明还公开一种高超声速飞行器，其应用了上述前缘热防护结构，冷却剂的分配与飞行器前缘各处的需求量匹配，热防护效果好。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体地说，涉及一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，还涉及一种高超声速飞行器。

背景技术

高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器，具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值。

高超声速飞行器的前缘热防护采用发散冷却的方式。请参阅图1，高超声速飞行器在前缘附近形成弓形激波1，激波后温度陡增，发散冷却是利用冷却剂在具有极高比表面积的微孔中的流动进行高效换热，流出微孔后的冷却剂在前缘表面覆盖一层均匀的气膜保护层2，以进一步将激波1后的高温区与前缘本体隔开，具有突出的冷却效果。

但是，高超声速飞行器从前缘向后气动力和气动热剧烈变化，如图2所示，在气动热最高、最需要冷却的滞止区，气动力最大，冷却剂难以流过，导致前缘的头部冷却剂不足、下游冷却剂过量。

另外，发散冷却作为一种主动热防护方式需要额外的冷却剂驱动系统，这将大大增加系统的复杂性和总重量。

综上，如何解决高超声速飞行器中前缘的头部冷却剂不足、下游冷却剂过量的问题，以使冷却剂按需分配，是本领域技术人员亟待解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，其发散面为多个，各发散面的孔隙率不同，并且越靠近前缘的头部，发散面的孔隙率越大，能够使更多冷却剂通过前缘头部处的发散面，使冷却剂实现按需分配。本发明还提供一种高超声速飞行器，其应用了上述前缘热防护结构，冷却剂的分配与飞行器前缘各处的需求量匹配，热防护效果好。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种高超声速飞行器的前缘热防护结构，包括：

主体结构面，

发散面，所述发散面固定在所述主体结构面上；所述发散面为多个，并且各所述发散面在所述主体结构面上间断布置；所述发散面和所述主体结构面围成冷却腔；所述冷却腔的第一端开口，且冷却腔的截面面积沿第一端到第二端的方向逐渐减小；

其中，各所述发散面的孔隙率不同，并且靠近所述冷却腔的第二端的所述发散面的孔隙率较大。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述冷却腔的开口处封堵有盖板。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述盖板上固定有冷却剂输送管，所述冷却剂输送管与所述冷却腔连通。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述冷却剂输送管上设有输送泵，所述输送泵用于将冷却剂输送至所述冷却腔内。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述冷却剂为气态冷却剂或液态冷却剂。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述发散面是耐高温材料制成的多孔材料面。

优选的，上述前缘热防护结构中，所述发散面为高温合金、陶瓷或金属间化合物制成的多孔材料面。

一种高超声速飞行器，包括前缘热防护结构，所述前缘热防护结构为上述技术方案中任意一项所述的前缘热防护结构。