[实用新型]叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘

说明书

本申请公开了一种叶形仿生主动冷却结构，包括：薄板结构；主冷却通路，内置在薄板结构中，包括入口端和出口端；多个第一冷却支路，内置在薄板结构中，第一冷却支路设置在主冷却通路侧壁上，与主冷却通路联通，第一冷却支路与主冷却通路之间的夹角为50‑80度，并且第一冷却支路的长度沿入口端向出口端的方向变短。本申请还公开了一种机翼前缘。本申请的叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘，具有较高的热防护效力，对薄板结构长时间加热的环境下，最大可实现70℃左右的降温效果；另外，可实现各冷却通路均匀降温，避免了传统形式的单路或双路结构通路末端冷却效果降低的情况。

技术领域

本申请属于冷却结构设计领域，特别涉及一种叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘。

背景技术

随着飞行器飞行速度的不断提高，飞机的突防能力、作战能力不断提升，但高速所带来的严重的气动加热现象，对飞行器的安全飞行造成严重的威胁。当达到马赫数6的飞行速度时，由于气动加热问题机体前缘驻点温度将超过1000℃，机翼前缘温度将达到约1200℃，此外，由于发动机高温燃气影响，喷管温度的最高温度甚至可达到1700℃。如此高温环境必须采取相应的热防护措施。

现有的热防护系统(TPS)从主被动的角度主要分为三种：被动TPS、半被动TPS、主动TPS。被动热防护分为以下三种，热结构、隔热结构以及热沉结构，以耐热、大热沉材料为主；半被动热防护分为热管结构、烧蚀结构；主动热防护分为发汗冷却、薄膜冷却以及对流冷却三种，通过引入冷却气流的方式带走大部分热量。本专利主要针对主动冷却系统，模拟仿生自然界中叶形，提出一种新型的主动冷却通路结构设计方案。并通过模拟分析计算验证其热防护可行性。其优点是：冷却效率高，结构简单，各冷却通路冷却效力相近；缺点是该结构为概念性结构，需要结合具体的冷却部位设计气流通路的尺寸及位置，普适性不足。

发明内容

为了解决上述技术问题至少之一，本申请提供了一种叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘。

第一方面，本申请公开了一种叶形仿生主动冷却结构，包括：

薄板结构；

主冷却通路，内置在所述薄板结构中，包括入口端和出口端；

多个第一冷却支路，内置在所述薄板结构中，所述第一冷却支路设置在所述主冷却通路侧壁上，与所述主冷却通路联通，所述第一冷却支路与所述主冷却通路之间的夹角为50-80度，并且所述第一冷却支路的长度沿所述入口端向所述出口端的方向变短。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一冷却支路上能够设置多个第二冷却支路。

根据本申请的至少一个实施方式，所述薄板结构呈叶片形，所述第一冷却支路设置有第一排气口，所述第一排气口位于所述薄板结构的边沿。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第二冷却支路设置有第二排气口。

根据本申请的至少一个实施方式，所述主冷却通路与所述第一冷却支路之间的夹角为80度。

根据本申请的至少一个实施方式，所述第一冷却支路与所述第二冷却支路之间的夹角为10-50度。

第二方面，本申请公开了一种机翼前缘，包括上述任意一项所述的叶形仿生主动冷却结构。

本申请至少存在以下有益技术效果：

本申请的叶形仿生主动冷却结构及机翼前缘，具有较高的热防护效力，对薄板结构长时间加热的环境下，最大可实现70℃左右的降温效果；另外，可实现各冷却通路均匀降温，避免了传统形式的单路或双路结构通路末端冷却效果降低的情况；进一步，该热防护结构主要模仿叶形中的脉络，可实现主动冷却气流沿着通路到达结构的任意位置处，冷却通路位置及冷却气流流量可根据实际情况调整，以实现更大的降温效果。

附图说明