[发明专利]具有前缘冷却结构的翼型件及高速飞行器

说明书

本发明公开了一种具有前缘冷却结构的翼型件及高速飞行器，包括前缘、多孔翼面、及前缘冷却结构，前缘冷却结构包括用于供给冷却液的供给通道及多个冲击流道，相邻的两个冲击流道的间距等于锥形扇面射流在前缘内壁面上的覆盖靶面半径，冷却液在前缘的内壁面处吸热气化形成冷却气体，翼面为多孔金属丝网烧结板，使得冷却气体能通过多孔金属丝网烧结板上的微孔渗流到翼面的外表面形成冷却气膜，起到隔热的作用；本发明的具有前缘冷却结构的翼型件及高速飞行器的冷却效率高，冷却液的利用率高，相同冷却效果下冷却液消耗量较小，可减少高速飞行器内冷却液的携带量，从而提升高超声速飞行器的有效载荷。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，特别地，涉及一种具有前缘冷却结构的翼型件。此外，本发明还涉及一种包括上述具有前缘冷却结构的翼型件的高速飞行器。

背景技术

高速飞行器在大气层中飞行时，来流与飞行器外表面高速摩擦造成气动加热现象，其中飞行器的翼/舵前缘等部位由于来流急剧滞止，前缘附近的气体被强烈压缩和加热，气动加热尤为严重，在没有特殊热防护的情况下表面温度会快速攀升至数千摄氏度，超出现有材料的耐热限度。因此，对于高速飞行器翼/舵前缘采用隔热材料进行热防护难以满足需求，大量的主动冷却方案开始涌现，包括对流内冷、发汗冷却、气膜冷却和冲击冷却。

对流冷却利用冷却工质在飞行器结构内部循环来耗散气动热载荷，但对流冷却的工质消耗量大、换热效率低，难以快速耗散前缘部位的高热流；发汗冷却的冷却剂通过多孔介质渗流到外表面蒸发带走热量，并形成冷却薄膜覆盖在飞行器表面起到隔热作用，发汗冷却的冷却效率较高且工质消耗少，但前缘部位由于来流滞止外部压力极高，采用发汗冷却对冷却剂的供给压力要求很高，供给压力不足时容易造成气堵现象，因此发汗冷却不适合于前缘部位的防热而适用于侧壁面相对低压环境下的热防护；气膜冷却通过槽孔或槽缝喷出冷却气体从而在外表面形成覆盖气膜来阻隔来流的气动加热，在前缘部位采用气膜冷却同样会面临冷却剂需要高驱动压的问题。

以上现有的热防护方案虽各有特点，但均难以实现对高速飞行器的翼型件的全局有效热防护。

发明内容

本发明提供了一种具有前缘冷却结构的翼型件及高速飞行器，以解决现有的冷却方式存在冷却剂的驱动压力要求较高、冷却效率低、冷却工质消耗量大、易出现冷却不均匀的现象的技术问题。

根据本发明的一个方面，提供一种具有前缘冷却结构的翼型件，包括前缘、多孔翼面、固定壁面及前缘冷却结构，

所述前缘、所述多孔翼面及固定壁面围合形成容纳腔，所述前缘冷却结构布设于所述容纳腔内，所述前缘冷却结构与所述前缘之间形成冲击腔，所述前缘冷却结构与所述多孔翼面之间形成扩散通道，所述扩散通道的两端分别连通所述冲击腔和容纳腔，

所述前缘冷却结构包括用于供给冷却液的供给通道及多个用于连通所述供给通道和所述冲击腔的冲击流道，冷却液经所述供给通道流入所述冲击流道，并在所述冲击流道的出口端形成锥形扇面射流以对所述前缘的内壁面进行冲击冷却，所述冲击流道设置有多个，相邻的两个所述冲击流道的间距等于锥形扇面射流在前缘内壁面上的覆盖靶面半径，冷却液在所述前缘的内壁面处吸热气化形成冷却气体，

所述多孔翼面为多孔金属丝网烧结板，以使得冷却气体能通过多孔金属丝网烧结板上的微孔渗流到所述多孔翼面的外表面形成冷却气膜。

进一步地，所述多孔金属丝网烧结板包括由外向内依次布设的保护层、过滤层、分散层及骨架层，所述过滤层、所述分散层及所述骨架层上孔隙的孔径由内向外逐层减小。

进一步地，所述保护层为方孔编织网结构，保护层金属丝的直径为15～30微米，所述保护层上的孔径为30～50微米，开孔密度为500～1000目，

所述过滤层为斜纹编织结构，过滤层金属丝的直径为2～15微米，所述过滤层上的孔径为1～10微米，面孔隙率为50％～60％，