[发明专利]一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散和气膜双冷却系统

说明书

本发明提供了一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散与气膜双冷却系统。该发明主要包括高超声速飞行器头锥表面、发散冷却系统、气膜冷却系统，所述高超声速飞行器头锥表面分为两个区域，包含驻点的驻点区和不包含驻点的非驻点区，所述头锥表面驻点区采用发散冷却，冷却剂为液态水，所述头锥表面非驻点区采用气膜冷却，冷却剂为氮气，所述发散冷却系统与所述气膜冷却系统独立工作。本发明不仅能同时满足驻点区与非驻点区的冷却需求，驻点区冷却效率不低于90％，非驻点区冷却效率不低于60％，还能有效的降低飞行器所需要携带的冷却剂的重量。

技术领域

本发明属于飞行器热防护领域，特别涉及一种高超声速飞行器用的发散和气膜双冷却系统。

背景技术

自20世纪以来，航空航天工程得到了飞速发展，各种飞行器的飞行速度与高度正在不断挑战人类科技的极限，但是速度在5马赫数到10马赫数之间的可往返式高超声速飞行器目前还是空白，也是未来飞行器发展的重点方向，各航天大国目前均进行了研究，可往返式高超声速飞行器在大气空间中飞行时会产生“气动加热”效应，靠近飞行器表面的气体由于剧烈摩擦而大幅度升温，从而对飞行器机体表面结构进行加热，使得飞行器表面，尤其是头锥等部位的温度大幅度升高，现有的材料不能承受如此的高温，必须采用适当的热防护措施，传统的烧蚀热防护，烧蚀涂层不能重复使用，每飞行一次要重新喷涂，成本很高，可往返式高超声速飞行器对飞行速度、可重复使用性和可靠性的要求更高，同时还要求更低的维护成本，因此，研究更高效更可靠的热防护方式就很有必要。

主动热防护能够在不改变飞行器气动外形的条件下长时间工作，可重复使用，冷却效率更高，是未来能够替代烧蚀等被动热防护的有效手段。最常见的主动热防护技术有发散冷却和气膜冷却，发散冷却通常以液体为冷却剂，液体在多孔壁面中受热汽化，此过程由于汽化潜热的存在，能带走大量热量，汽化后的冷却剂通过多孔壁面排出，在被冷却表面形成一层保护气膜，这层气膜能有效降低壁面与主流气体的换热。气膜冷却以气体为冷却剂，气体通过飞行器壁面上的多个小孔结构(又称冷却孔或气膜孔)排出，在被冷却表面形成一层保护气膜。

由此可见，发散冷却的冷却过程由两个部分组成：内部传热：冷却剂汽化带走热量，外部隔热：气膜减少壁面与主流气体的换热，而气膜冷却的冷却过程只包括后者，因此发散冷却的冷却能力更强，对于头锥的驻点区，热流密度很大，发散冷却能更好的满足热防护需求。

发散冷却虽然冷却能力高于气膜冷却，但是需要携带更多的冷却剂，对于飞行器来说，减重也十分重要，因此在热流密度相对较低的非驻点区可采用气膜冷却。

这种发散与气膜双冷却系统既能满足可往返式高超声速飞行器头锥表面的热防护需求，又能有效的减少所需携带的冷却剂的重量。

当前对气膜冷却和发散冷却的研究多集中在低速主流应用前提下，对于高超声速主流条件下的气膜冷却和发散冷却的特性研究较少，更没有一种将发散冷却和气膜冷却相结合的双冷却主动热防护系统，以及对其性能的研究。

发明内容

本发明的目的在于提供一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散和气膜双冷却系统。

本发明的目的是通过如下技术方案实现的：

本发明提供了一种应用于可往返式高超声速飞行器头锥表面的发散与气膜双冷却系统，其特征在于，包括可往返式高超声速飞行器头锥(17)、发散冷却系统、气膜冷却系统；

其中，发散冷却系统，包括储水箱(1)、冷却水输送管路、冷液腔(5)、多孔壁面(6)及相应的附件系统；

其中，气膜冷却系统，包括液氮罐(7)、气化装置(11)、加速装置(13)、液氮输送管路、冷气腔(15)、气膜孔阵列(16)以及相应的附件系统；

所述冷却水输送管路，包括依次连接的泵(2)、第一流量计(3)以及相应管道；