超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置制造方法及图纸

本实用新型专利技术公开了一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置，在受热表面部位设置一层微孔介质（１），该微孔介质（１）与飞行器内层（２）形成腔体（３）；在飞行器内部设置压缩气室（５），压缩气室（５）通过进气通道（６）与腔体（３）连通，进气通道（６）上设置一阀门（７），调整阀门（７）的开度可对进入腔体（３）内的气体流量进行控制；由气体压缩机（１０）向压缩气室（５）提供压缩气体，以保持压缩气室（５）内的气体压强。本实用新型专利技术冷却效率高，安全性能好，成本低，易实现。采用发汗冷却技术，对气动加热有冷却和隔热的双重效果。冷却剂是空气，无须携带，使用及运行成本低廉。（*该技术在2014年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】

本技术涉及一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置。
技术介绍
高速飞行器在空气飞行中，由于气动加热(与空气摩擦而产生高热)，使飞行器表面产生高温；现有资料表明再入式飞行器在10Mh飞行时其表面温度可达到5000℃，而航天飞机再入时瞬间温度可达到12000℃，约为太阳表面温度的两倍。目前所采用的热防护技术主要依赖于耐高温材料及采用可显著减少向飞行器内传热的球形或钝前缘的飞行器形体设计，如航天飞机采用陶瓷防护瓦；而远程导弹采用主动烧蚀材料制成的防热帽，允许在大气层中有一定的烧蚀。但通常此类飞行器在大气中飞行时间很短。而对长时间在大气中飞行的高速或超高速飞行器，此类热防护方式则很难保证飞行安全；因此，安全有效的热防护手段也成为高速飞行器发展的关键技术。而利用发汗冷却技术，采用合理的设计，可对超高速飞机及大马赫低空导弹表面温度实现有效的控制保护。
技术实现思路
本技术的专利技术目的在于克服现有技术存在的技术缺陷，提供一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置，对超高速飞机及大马赫低空导弹表面温度实现有效的控制，防止表面烧蚀及高热进入飞行器内部。本技术为实现专利技术目的所采用的技术方案是，在超高速飞行器气动加热受热表面部位设置一层微孔介质，该微孔介质与飞行器内层形成腔体；在飞行器内部设置压缩气室，压缩气室通过进气通道与腔体连通，进气通道上设置一阀门，调整阀门的开度可对进入腔体内的气体流量进行控制；由埋设在微控介质内的温度传感器检测微孔介质温度，控制器根据温度传感器检测的微孔介质温度控制阀门的开度；由气体压缩机向压缩气室提供压缩气体，以保持压缩气室内的气体压强。所述气体可以是空气。本技术超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置的工作原理和工作过程为理论上微孔介质满足如下机理模型cρ∂T∂t=k∂2T∂y2+M(t)cPL∂T∂y,y∈(0,l),t∈---(1)]]>T|t＝0＝Tc， (2)-k∂T∂y|y=l=M(t)CPL(T-Tc)---(3)]]>-k∂T∂y|y=0=Ψ(M(t))q0(t);---(4)]]>微孔介质的温度T满足热传导方程(1-4)，从控制角度，调节发汗剂流量可对介质的表面温度实现控制。其冷却和阻热机理主要有以下两点1、设单位时间通过微孔介质的流量为M(t).则单位时间冷却剂带走的热量为c(T-T0)M(t)，从而达到冷却降温的目的。这里，c为空气比热；T0为腔体内空气温度；T为经过微孔介质的排出温度。2、(热阻滞效果)若外表面气动加热在单位时间内的实际热流量为q0(t)，那么实际流入飞行器内部的热量为ψ(M(t))q0(t)；这里ψ(M(t))为热阻滞函数，其值满足0≤ψ(M(t))＜1，并且随冷却剂流量的增大，ψ(M(t))逐渐减小直至趋于零。理论和实验显示(杨学实，热防护发汗冷却控制.自动化学报，1985，11(4)P345-350)，以空气作为冷却剂，当发汗剂流量为0.35g/cm2.s时，55％的热量被阻滞(此时ψ＝0.45)，而当冷却剂流量达到0.55g/cm2.s时，有80％以上的热量被阻滞，仅有20％左右的气动热流进入介质内，而这部分热将由空气吸收。3、当气动加热热流密度在2500cal/cm2.s时，对航空铝材料为例，若不实施冷却控制，1.5厘米厚的材质从升温到熔化烧蚀所用的时间不超过5秒种，而采用空气作为冷却剂，在此条件下，以0.55g/cm2.s的冷却剂流量，可保证加热面温度控制在1500℃以下。工作过程由温度传感器检测微孔介质表面温度，当温度达到某设定值时，开启空气压缩机和阀门，使腔体内气体达到一定的压力，气体从微孔介质排出，达到冷却降温和阻滞隔热的效果。本技术冷却效率高，安全性能好，成本低，易实现。采用发汗冷却技术，对气动加热有冷却和隔热的双重效果。一方面当气体从多孔介质内排出时，带走部分热量；另一方面排出的气体对外部热量产生强热阻滞效应，随着流量增强，热阻滞加强，理论上甚至可形成完全热阻。这就加大了冷却的有效性和安全性。而冷却剂是空气，无须携带，使用及运行成本低廉。在机械设计上，部件结构简单，极易实现。附图说明图1为本技术超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置示意图；具体实施方式以下结合附图和具体实施例，对本技术作进一步详细说明。如图1所示，在超高速飞行器飞行器钝前缘部位设置一层微孔介质1，飞行器内层2与微孔介质1形成封闭腔体3，两层之间由支撑柱4支撑；在飞行器内部设置压缩气室5，压缩气室5通过进气通道6与腔体3连通，进气通道6上设置电动阀门7，调整阀门7的开度可对进入腔体3内的气体流量进行控制，保持腔体压强，使气体以一定流速由微孔介质排出腔体；由埋设在微孔介质1内的温度传感器8检测微孔介质1的温度，温度传感器采用热电偶，控制器9根据温度传感器8检测的微孔介质1的温度控制电动阀门7的开度，阀门开度的大小可以控制腔体内气体的排出量；由空气压缩机10向压缩气室5提供压缩空气，以保持压缩气室5内的气体压强。微孔介质可选用Ni，Cr，W金属合金，在制作上，先将合金材料制成丝状，再将金属丝经高温压制而成均匀微孔结构介质；要求孔体积与金属体积之比为1∶1。权利要求1.一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置，在超高速飞行器气动加热受热表面部位设置一层微孔介质(1)，该微孔介质(1)与飞行器内层(2)形成腔体(3)，其特征是在飞行器内部设置压缩气室(5)，压缩气室(5)通过进气通道(6)与腔体(3)连通，进气通道(6)上设置一阀门(7)，调整阀门(7)的开度可对进入腔体(3)内的气体流量进行控制；由埋设在微控介质(1)内的温度传感器(8)检测微孔介质(1)的温度，控制器(9)根据温度传感器(8)检测的微孔介质(1)的温度控制阀门(7)的开度；由气体压缩机(10)向压缩气室(5)提供压缩气体，以保持压缩气室(5)内的气体压强。专利摘要本技术公开了一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置，在受热表面部位设置一层微孔介质(1)，该微孔介质(1)与飞行器内层(2)形成腔体(3)；在飞行器内部设置压缩气室(5)，压缩气室(5)通过进气通道(6)与腔体(3)连通，进气通道(6)上设置一阀门(7)，调整阀门(7)的开度可对进入腔体(3)内的气体流量进行控制；由气体压缩机(10)向压缩气室(5)提供压缩气体，以保持压缩气室(5)内的气体压强。本技术冷却效率高，安全性能好，成本低，易实现。采用发汗冷却技术，对气动加热有冷却和隔热的双重效果。冷却剂是空气，无须携带，使用及运行成本低廉。文档编号B64C1/00GK2744599SQ200420078049公开日2005年12月7日 申请日期2004年7月27日 优先权日2004年7月27日专利技术者孙冀 申请人:南京师范大学本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置，在超高速飞行器气动加热受热表面部位设置一层微孔介质（１），该微孔介质（１）与飞行器内层（２）形成腔体（３），其特征是：在飞行器内部设置压缩气室（５），压缩气室（５）通过进气通道（６）与腔体（３）连通，进气通道（６）上设置一阀门（７），调整阀门（７）的开度可对进入腔体（３）内的气体流量进行控制；由埋设在微控介质（１）内的温度传感器（８）检测微孔介质（１）的温度，控制器（９）根据温度传感器（８）检测的微孔介质（１）的温度控制阀门（７）的开度；由气体压缩机（１０）向压缩气室（５）提供压缩气体，以保持压缩气室（５）内的气体压强。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：孙冀，
申请(专利权)人：南京师范大学，
类型：实用新型
国别省市：84[中国|南京]