高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法 |
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| 申请号 | CN201510923253.0 | 申请日 | 2015-12-14 | 公开(公告)号 | CN105366029A | 公开(公告)日 | 2016-03-02 |
| 申请人 | 北京航空航天大学; | 发明人 | 刘猛; 阿嵘; 吴豪; 杨建龙; 李剑; 王浚; | ||||
| 摘要 | 本 发明 是一种高超声速 飞行器 主动冷却结构和 气液两相流 离心螺旋强化换热方法，属于航空、航天、动 力 机械等长时间、大热流 密度 的局部换热领域。冷却结构包括冲击面、冲击腔、射流孔、射流供液系统和螺旋流道；在冲击面四周形成冲击腔，冲击腔与螺旋流道和射流孔连通。换热方法为：射流供液系统将 冷却液 由射流孔射流冲击至冲击面，冷却液在冲击面表面吸热 沸腾 ，产生的气液两相冷却介质流进入螺旋流道，沿蒙皮内 侧壁 面螺旋流动，继续吸收蒙皮热量进而沸腾，在 离心力 的作用下气液分离，液相趋于贴近蒙皮侧，使壁面产生的气泡 加速 脱离壁面。本发明可实现长航时高超声速飞行器头锥部高效主动冷却，冷却效率高，且不破坏飞行器 气动 外形，可靠性高。 | ||||||
| 权利要求 | 1.一种高超声速飞行器头锥主动冷却结构，其特征在于，包括：冲击面、冲击腔、射流孔、射流供液系统和螺旋流道； |
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| 说明书全文 | 高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法 技术领域背景技术[0002] 高超声速飞行器是现代飞行器发展的主要趋势，具有航程远、速度快、性能卓越等特点，其中，飞行速度在5至7马赫数，可长时间、持续飞行的临近空间高超声速飞行器尤为重要，在通信保障、情报收集、电子压制、预警等方面极具发展潜力。 [0003] 然而，长时间高超声速飞行将面临严重的气动加热问题，当飞行高度为24km，飞行2 速度7马赫时，头锥驻点附近热流密度高达2～3MW/m，壁面温度高达1400K。在如此严峻的热环境下长时间巡航，所经历的热负荷是被动与半被动热防护结构所不能承载的。为实现长航时高超声速飞行就要求热防护系统可长时间抵御大热流密度，研制新型高超声速飞行器主动冷却热防护系统势在必行。 发明内容[0004] 本发明针对长航时高超声速飞行器“热障”问题，提出一种高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法，通过携带一定量的冷却液，实现头锥部高效主动冷却。 [0005] 本发明提供了一种高超声速飞行器头锥主动冷却结构，包括：冲击面、冲击腔、射流孔、射流供液系统和螺旋流道。 [0006] 冲击面位于高超声速飞行器头锥驻点区域蒙皮内侧；在冲击面四周形成冲击腔，冲击腔与螺旋流道和射流孔相连通。螺旋流道紧贴头锥蒙皮内表面，以等螺旋节距或变螺旋节距的方式，沿头锥蒙皮内表面自锥顶冲击面外边缘向锥底盘旋。射流孔位于冲击腔靠近机体一侧轴线的区域，射流孔两端连通冲击面与射流供液系统。射流供液系统用于储存冷却液，并以设定压力、设定流量将冷却液提供给射流孔。 [0007] 所述的冲击面可为平面、带翅片的扩展表面或波纹表面。 [0008] 所述的螺旋流道的横截面可为圆形、椭圆形、半圆形、半椭圆形、三角形、四边形或多边形，螺旋流道可为恒定截面流道、变截面流道或内置填充物流道。螺旋流道可以是单条或多条，螺旋流道间互不交叉或有交叉。 [0009] 所述的射流孔可为单个或多个，射流孔的方向垂直于冲击面或与冲击面呈一定角度。 [0010] 基于所述的主动冷却结构，本发明还提供了一种气液两相流离心螺旋强化换热方法，具体实现方式如下： [0011] 首先，射流供液系统以设定压力通过射流孔，将设定流量的冷却液射流冲击至冲击面。 [0013] 然后，冷却液以气液两相流的形式，沿螺旋流道贴头锥蒙皮内侧螺旋流动，并继续吸热沸腾，螺旋流动所产生的离心力使冷却介质气液分离，气相冷却介质趋于贴近机体轴线，而液相冷却介质在离心力的作用下趋于贴近蒙皮侧，使得壁面产生的气泡加速脱离壁面。 [0014] 本发明的优点与积极效果在于： [0015] 1)本发明针对高超声速飞行器头锥结构，及驻点区域热流密度相对高的特点，合理布置冲击面的位置，用射流冲击的方式，大幅提高了换热效率，有效降低驻点区域温度。 [0016] 2)本发明采用螺旋流道的方式导流，所产生的离心力使得冷却流体液相贴蒙皮侧流动，同时加速壁面气泡脱离。螺旋流道内换热特点与头锥部受热环境相契合。 [0017] 3)本发明的主动冷却结构不改变高超声速飞行器头锥部的气动外形。 [0019] 图1是本发明一个实施例的头锥主动冷却结构示意图； [0020] 图2是本发明一个实施例的头锥主动冷却结构(去除射流供液系统后)的轴向视图； [0021] 图中： [0022] 1—冲击面，2—射流孔，3—冲击腔，4—螺旋流道，5—蒙皮，6—射流供液系统。 具体实施方式[0023] 下面结合附图，对一种高超声速飞行器主动冷却结构和气液两相流离心螺旋强化换热方法做详细的说明。 [0024] 根据本发明的一个实施例的高超声速飞行器头锥主动冷却结构如图1所示，包括冲击面1、射流孔2、冲击腔3、螺旋流道4和射流供液系统6。冲击面1位于高超声速飞行器头锥驻点区域蒙皮5内侧。在冲击面1四周形成冲击腔3，冲击腔3与螺旋流道4和射流孔2相连通。螺旋流道4紧贴头锥蒙皮5内表面，以等螺旋节距或变螺旋节距的方式，沿头锥蒙皮5内表面自锥顶冲击面外边缘向锥底盘旋。射流孔2位于冲击腔3靠近机体一侧轴线的区域，射流孔2两端连通冲击面1与射流供液系统6。射流供液系统6用于储存冷却液，并以设定压力、设定流量将冷却液提供给射流孔2。 [0025] 冲击面1可为平面、带翅片的扩展表面或波纹表面。螺旋流道4的横截面可为圆形、椭圆形、半圆形、半椭圆形、三角形、四边形或多边形。螺旋流道4可为恒定截面流道、变截面流道或内置填充物流道。螺旋流道4可以是单条或两条已上，螺旋流道4间互不交叉或有交叉。射流孔2可为单个或多个，射流孔2的方向垂直于冲击面1或与冲击面1呈设定的角度。 [0026] 本发明的主动冷却结构，具体工作过程为：冷却液由射流供液系统6储存，并以一定压力、一定流量供给射流孔2，压力和流量的值根据蒙皮5外壁面气动热环境设定；射流孔2连通射流供液系统6与冲击腔3，冷却液由射流孔2射流冲击至冲击面1，冷却液在冲击面1表面吸热沸腾，产生的气液两相冷却介质流由冲击腔3进入螺旋流道4，气液两相冷却介质流在螺旋流道4的导流下，沿蒙皮5内侧壁面螺旋流动，继续吸收蒙皮热量进而沸腾，在离心力的作用下气液分离，且液相趋于贴近蒙皮5侧，从而加速壁面气泡脱离，强化沸腾换热热流。 [0027] 如图1和图2所示的本发明的一个实施例的高超声速飞行器主动冷却结构，可维持头锥部温度在结构耐受条件范围内，下面对基于如图1和图2所示的本发明实施例的主动冷却结构，所实现的气液两相流离心螺旋强化换热方法作进一步的详细说明。 [0028] 如图1所示，冷却液由射流供液系统6，经射流孔2高速射流至冲击面1。冷却液在冲击面1吸热沸腾，在冲击面1表面形成的气泡，在射流孔2高速射流的冷却液的冲击作用下，产生的气泡很快脱离壁面，延迟了膜态沸腾的产生，避免了壁面“烧干”、超温等现象，冷却液在冲击面1进行冲击与沸腾强化换热，以吸收驻点区域强烈的气动加热。通过调整冷却液的射流压力和流量，使冷却液在冲击面1的沸腾过程保持在核态沸腾状态。 [0029] 如图2所示，高速射流至冲击腔3的冷却液，吸热沸腾后向冲击腔3周向流动进入三条互成120°的螺旋流道4，继续吸热沸腾。由于在冲击面1冷却介质发生射流沸腾，进入螺旋流道流体为的气液两相冷却介质， [0030] 如图1所示，三条螺旋流道互不交叉，经冲击面1吸热沸腾的冷却液以气液两相流的形式在螺旋流道4的导流下，沿蒙皮5内侧螺旋流动，并继续吸热沸腾。由于气液密度差使得在螺旋流动过程中，在螺旋流道4同一横截面上液体受到较气体更大的离心力，而使液体总趋于贴近蒙皮5侧，同时离心力的作用使壁面气泡脱离加速，从而保持大热流密度换热。 [0031] 本发明利用沸腾相变换热与射流冲击、离心螺旋流动相结合的方式冷却高超声速飞行器头锥部，在驻点附近大气动热热流密度环境下，充分利用冲击力的作用，防止沸腾换热过程中在冲击面1表面形成气膜；在驻点后部锥面，采用螺旋流道4引导冷却流体，在两相流动过程中，液相在离心力的作用下，趋于贴近蒙皮5侧，而气体则趋于贴近机体轴线，使得传热系数保持在较大值，巧妙利用离心力的作用实现强化换热，从而维持头锥部热环境在结构温度允许范围内。 [0032] 本发明在大热流加热的驻点区域，采用冷却液射流冲击的强化换热方法，冷却液吸热沸腾时，壁面产生的气泡在射流冲击力的作用下迅速脱离壁面，使得沸腾换热始终保持在核态沸腾状态。本发明在头锥锥面上，结合圆锥结构特点，采用螺旋形式流道导流，借助离心力的作用，使气液两相冷却介质液相趋于贴近高温的蒙皮侧，而气相则贴近机体轴线，离心力的作用加速了螺旋流道壁面所产生的气泡脱离，从而解决大热流密度传热问题。 |
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