基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法技术

本发明专利技术公开了一种基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，采用耐高温材料制备出具有梯度孔隙率的多孔前缘，多孔前缘的驻点区域孔隙率最大，向后孔隙率减小；在多孔前缘的后部固定连接有冷却管道，通过冷却管道将冷却剂注入冷却腔内并喷出前缘表面；冷却剂在流经多孔前缘时，强制进行对流换热，降低多孔前缘的温度，同时冷却剂通过多孔前缘的微孔注入高温主流中，在多孔前缘的驻点区域形成一层较厚的气膜覆盖层，将多孔前缘与热流隔开。通过梯度多孔材料的运用对传统的发汗冷却方式进行优化，实现冷却剂的高精度定位和定量注射，进而达到理想的热防护效果。

Thermal protection method for hypersonic vehicle's leading edge based on gradient porous material

The invention discloses a thermal protection method for the leading edge of a hypersonic vehicle based on gradient porous material. A porous leading edge with gradient porosity is prepared by using a high-temperature resistant material. The standing point area of the leading edge of the porous material has the largest porosity and the backward porosity decreases. A cooling pipe is fixed at the rear of the leading edge of the porous material and connected through the cold pipe. However, the pipe injects coolant into the cooling chamber and sprays it out on the leading edge surface; when the coolant flows through the porous leading edge, forced convection heat transfer reduces the temperature of the porous leading edge; at the same time, the coolant is injected into the high temperature mainstream through the porous leading edge micro-pore, forming a thick film covering layer in the stagnation point area of the porous leading edge, which will be more. The leading edge of the hole is separated from the heat flow. By using gradient porous materials to optimize the traditional transpiration cooling mode, high precision positioning and quantitative injection of coolant are realized, and the ideal thermal protection effect is achieved.

【技术实现步骤摘要】
基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法
本专利技术涉及一种高温结构表面主动热防护方法，尤其涉及一种基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法。
技术介绍
航空航天技术是衡量一个国家科技水平与综合国力的标志，对国家的科技、军事、民用以及商业领域产生巨大的拉动作用。而高超声速飞行器作为未来飞行技术的发展方向，已经成为各航空航天大国竞相发展的重点战略项目。随着高超声速飞行器技术的发展，其热防护问题日益突出，特别是在高超声速飞行器的一些关键部位如前缘头锥、机翼前缘、进气道溢流口等。设计和发展高效的主动热防护系统，成为了该领域的关键技术。现有的主动热防护技术主要包括对流换热、气膜冷却和发汗冷却三种类型。如图1所示，发汗冷却利用多孔介质内部致密且均匀的微米级孔，均匀地输运冷却剂到结构的高温外表面。由于多孔介质具有较大的比表面积，冷却剂与结构材料之间进行充分换热，降低结构材料的温度；同时，流出的冷却剂在结构表面形成一层气膜覆盖层，有效地将结构与高热流隔绝。然而，如图2所示，在高超声速飞行器前缘的驻点区域气动力和气动热是最强的，该区域的冷却效果往往是最差的，冷却前后的温度始终最高。因此，针对高超声速飞行器前缘承受极高热流载荷的高效主动热防护需要，并根据气动热、力剧烈变化的空间分布特征，实现冷却剂的高精度定位和定量注射具有非常重要的意义。
技术实现思路
本专利技术的目的是提供一种基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法。本专利技术的目的是通过以下技术方案实现的：本专利技术的基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，采用耐高温材料制备出具有梯度孔隙率的多孔前缘，所述多孔前缘的驻点区域孔隙率最大，向后孔隙率减小；在多孔前缘的后部固定连接有冷却管道，通过冷却管道将冷却剂注入冷却腔内并喷出前缘表面；冷却剂在流经多孔前缘时，强制进行对流换热，降低多孔前缘的温度，同时冷却剂通过多孔前缘的微孔注入高温主流中，在多孔前缘的驻点区域形成一层较厚的气膜覆盖层，将多孔前缘与热流隔开。由上述本专利技术提供的技术方案可以看出，本专利技术实施例提供的基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，由于采用梯度孔隙率的多孔前缘，通过梯度多孔材料的运用对传统的发汗冷却方式进行优化，实现冷却剂的高精度定位和定量注射，进而达到理想的热防护效果。附图说明图1为发汗冷却原理示意图；图2为是高超声速飞行器前缘表面热流分布示意图；图3为本专利技术实施例中具有梯度孔隙率的多孔前缘的结构示意图。具体实施方式下面将对本专利技术实施例作进一步地详细描述。本专利技术实施例中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。本专利技术的基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，其较佳的具体实施方式是：采用耐高温材料制备出具有梯度孔隙率的多孔前缘，所述多孔前缘的驻点区域(前端)孔隙率最大，向后孔隙率减小；在多孔前缘的后部固定连接有冷却管道，通过冷却管道将冷却剂注入冷却腔内并喷出前缘表面；冷却剂在流经多孔前缘时，强制进行对流换热，降低多孔前缘的温度，同时冷却剂通过多孔前缘的微孔注入高温主流中，在多孔前缘的驻点区域形成一层较厚的气膜覆盖层，将多孔前缘与热流隔开。所述梯度孔隙率呈连续变化或阶梯变化。所述的冷却剂为气态或液态冷却剂。制备多孔前缘的耐高温材料为钢材料、高温合金或陶瓷材料。所述冷却管道为单一管道或者是多管道。在高温高速气流中针对高超声速飞行器前缘的热防护方法，根本解决方法是如何合理的安排冷却剂在前缘驻点的分配量，使更多的冷却剂流向驻点区域。本专利技术的基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，其具有以下优点：1、本专利技术方法借助多孔介质的多微孔结构，使高超声速飞行器前缘以发汗冷却的方式实现热防护，即冷却剂能够通过微孔注入高温主流中，在流经多孔结构材料时，强制进行对流换热，降低头锥的温度，同时在前缘的表面形成气膜覆盖层，有效地将前缘与热流隔开。2、本专利技术的多孔介质具有梯度孔隙率分布，在前缘驻点的高热流区域局部加大孔隙率，下游低热流区域减小孔隙率。在同等冷却剂注射压力下，实现冷却剂的合理分配，不仅可以局部增加驻点区域的冷却剂用量，有效提高驻点区域的冷却效率，而且能提高头锥表面温度分布的均匀性，降低温度梯度，避免材料热应力的持续增加，同时还能显著降低冷却介质的携带量。3、本专利技术针对高超声速飞行器前缘气动热、力剧烈变化的空间分布特征，通过梯度多孔材料的运用对传统的发汗冷却方式进行优化，实现冷却剂的高精度定位和定量注射，进而达到理想的热防护效果。具体实施例：如图3所示，本专利技术方法根据多孔介质的渗透特性，利用发汗冷却的概念，完成对高超声速飞行器前缘外表面的热防护。本专利技术方法包括一个由耐高温材料制备而成的多孔前缘1，在多孔前缘的后部固定连接有一个冷却管道2，通过冷却管道2将冷却剂注入冷却腔内3。冷却剂在腔内压力作用下，从微孔隙中渗入高温主流。如图3所示，本专利技术方法中的多孔前缘1采用的多孔介质的材料以及前缘1的形状与现有技术基本相同，不同的是本专利技术对前缘1采用的多孔介质的特性进行了改进。本专利技术方法的主要特征包括：第一多孔前缘1具有梯度孔隙率分布，在多孔前缘1的驻点区域局部增大孔隙率；第二多孔前缘1的孔隙率可以连续变化，也可以阶梯变化。本专利技术中多孔前缘1的梯度孔隙率材料可以采用现有的各种耐高温材料和各种不同的加工工艺获得，比如传统的粉末烧结法和模压法，或新型的离心沉积技术、湿法喷涂和刷涂、三维打印成型技术、选区激光烧结和粉末注射成型技术等。上述实施例中，冷却剂优先选择液态冷却剂。上述实施例中，冷却剂注入管道2可以由单一管道改为多管道，进而增加冷却腔的数量。上述实施例中，多孔前缘1的孔隙率梯度差值可以根据实际工况的需要，实时调整，优先选择较大的差值。上述实施例中，多孔前缘1的结构优先采用非等厚设计，根据需要削减驻点区域的厚度，两者的叠加作用可以非常明显地减轻现有技术中存在的问题。上述各实施例仅用于说明本专利技术，其中梯度多孔材料的种类、制作工艺及梯度孔隙率分布参数都是可以有所变化的，凡是在本专利技术技术方案的基础上进行的等同变换和改进，均不应排除在本专利技术的保护范围之外。以上所述，仅为本专利技术较佳的具体实施方式，但本专利技术的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
的技术人员在本专利技术披露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本专利技术的保护范围之内。因此，本专利技术的保护范围应该以权利要求书的保护范围为准。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，其特征在于，采用耐高温材料制备出具有梯度孔隙率的多孔前缘，所述多孔前缘的驻点区域孔隙率最大，向后孔隙率减小；在多孔前缘的后部固定连接有冷却管道，通过冷却管道将冷却剂注入冷却腔内并喷出前缘表面；冷却剂在流经多孔前缘时，强制进行对流换热，降低多孔前缘的温度，同时冷却剂通过多孔前缘的微孔注入高温主流中，在多孔前缘的驻点区域形成一层较厚的气膜覆盖层，将多孔前缘与热流隔开。

【技术特征摘要】
1.一种基于梯度多孔材料的高超声速飞行器前缘热防护方法，其特征在于，采用耐高温材料制备出具有梯度孔隙率的多孔前缘，所述多孔前缘的驻点区域孔隙率最大，向后孔隙率减小；在多孔前缘的后部固定连接有冷却管道，通过冷却管道将冷却剂注入冷却腔内并喷出前缘表面；冷却剂在流经多孔前缘时，强制进行对流换热，降低多孔前缘的温度，同时冷却剂通过多孔前缘的微孔注入高温主流中，在多孔前缘的驻点区域形成一层较厚的气膜覆盖层，将多孔前缘与热流隔开。2.根据权利要求1所述的基于梯度多孔...

【专利技术属性】
技术研发人员：王建华，伍楠，贺菲，丁锐，
申请(专利权)人：中国科学技术大学，
类型：发明
国别省市：安徽,34