一种全主动冷却高超声速飞行器制造技术

一种全主动冷却高超声速飞行器，包括：发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘、发汗冷却舵前缘、再生冷却舵面、再生冷却迎风面，飞行器背风面；发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘和发汗冷却舵前缘设有多孔结构，内部存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面；再生冷却舵面和再生冷却迎风面采用再生冷却方式分别对飞行器的舵面和迎风面进行冷却，利用飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。

A fully active cooling hypersonic vehicle

A full automatic cooling of hypersonic vehicle, including: the transpiration cooling end, transpiration cooling wing and transpiration cooling rudder rudder, and regenerative cooling regenerative cooling of windward and leeward vehicles; transpiration cooling end, transpiration cooling wing and transpiration cooling rudder is provided with a porous structure, the internal storage of liquid cooling medium the liquid cooling medium, can supply outward from the porous structure, porous structure through the heat exchanger, the liquid cooling medium after heating in the form of gas outflow end of the outer surface; regenerative cooling fins and regenerative cooling using regenerative cooling method respectively, windward rudder and windward on aircraft for cooling, the use of aircraft to carry internal liquid cooling refrigerant for cooling, and take away the barrier, the aircraft in hypersonic flight of incoming aircraft aerodynamic heating quantity, meet The thermal protection needs of the aircraft in high speed, long time and long distance flight in the atmosphere.

【技术实现步骤摘要】
一种全主动冷却高超声速飞行器
本专利技术涉及一种全主动冷却高超声速飞行器，尤其涉及一种新型热防护模式的高超声速飞行器结构，属于高超声速飞行器领域

技术介绍
当飞行器以高超声速在大气层中飞行时，飞行器周围的空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，空气的温度升高并传输到飞行器表面，这种现象成为气动加热。随着飞行马赫数增加，气动加热也更趋严重，尤其是高超声速飞行器的端头、翼、舵前缘等部位是受气动加热最为严酷的部位，最高热流可达20-30MW/m2，表面温度最高可达3000℃以上。为了保护超高声速飞行器(大于5倍声速)不被气动热产生的高温破坏，并阻止热量向飞行器内部传输，目前应用最广泛的是烧蚀式热防护方法，即在高超声速飞行器的外表面采用烧蚀式防隔热材料。其原理是利用防热材料的相变吸热和质量交换来达到防热目的，所选的防热材料一般具有较高的相变热和较低的热导率，目前常用的防隔热材料有硅基复合材料、碳基复合材料、陶瓷基复合材料等。这些材料在吸收大量气动热量后，由固态变成液态或气态在相变过程中吸热，并随材料的流失而把热量带走，从而保护飞行器内部承力的金属结构的温度和舱内温度满足正常工作温度环境条件。除了烧蚀式防隔热方法还有辐射式、热沉式防隔热方法，这两种方法不适用与长时间飞行的高超声速飞行器，目前应用较少，这些防隔热方法统称为被动式防隔热方法。被动式防隔热结构虽然在高超声速飞行器领域应用广泛但仍存在以下几方面不足和局限：(1)由于非金属的热膨胀率与金属的热膨胀率相差很大，在飞行器受热情况下非金属防隔热层与金属舱体之间普遍存在的热变形量不一致而导致的结构不匹配问题，通称为热匹配问题，这给飞行器设计带来很多工作量，其中包括大量的热匹配考核验证试验。(2)在超高速飞行状态下(大于10倍声速)，飞行器端头、舵、翼前缘温度(大于3000℃)将超过传统防隔热材料的许用温度，这些部位将发生烧蚀。飞行器端头、舵、翼前缘做为飞行器关键的气动外形部件发生烧蚀后退或变形，将使得飞行器飞行控制精度下降，气动外形发生烧蚀变形的飞行器也无法重复使用。(3)由于受到防隔热材料应用热环境适应性的限制，传统被动式热防护高超声速飞行器的飞行弹道较为固定，因此其作战任务的适用范围也较窄。(4)与金属材料相比，传统非金属防隔热产品易吸潮变形，产品不利于长时间存储，并且非金属防隔热材料的力学性能强度较低，在吊装运输过程中易发生磕碰破坏。(5)大部分非金属复合材料在生产、试验过程中存在污染，尤其是在热试验过程中非金属材料不完全燃烧产生有害气体对环境造成较严重的污染。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种全主动冷却高超声速飞行器，利用再生冷却、发汗冷却技术设计一种全主动冷却高超声速飞行器的需冷却部位，飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。本专利技术解决的技术方案为：一种全主动冷却高超声速飞行器，包括：机身、机翼和尾舵，机身设有发汗冷却端头(1)、机翼设有发汗冷却翼前缘(2)、尾舵设有发汗冷却舵前缘(3)；尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却；发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)为多孔结构，飞行器内存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，飞行器内液态冷却介质升温后以气态的形式流出多孔结构外表面，在飞行器外表面形成一层气膜。再生冷却方式为在尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构，冷却介质在通道内部流动换热，使换热升温后的冷却介质流入发汗冷却部件内，包括发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)，用于端头、翼前缘、舵前缘部位的发汗冷却。尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却后使舵面(4)和机身的迎风面(5)采用的材质温度降至材料许用温度内。发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)优选的材料为高温合金多孔材料。多孔结构材料为高温合金多孔材料。多孔结构的孔隙率优选为0.2～0.4，多孔结构上的孔直径优选为5μm～30μm。端头(1)、翼前缘(2)、舵前缘(3)的多孔结构通过管路与舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构连通。高超声速飞行器的背风面(6)不采用冷却方式对其进行冷却。液态冷却介质选取流动性好、汽化潜热大的流体。冷却介质的用量与高超声速飞行器的飞行状态和飞行器的结构面积匹配。本专利技术与现有技术相比的优点在于：(1)由于没有外部非金属防隔热层，从根本上规避了传统高超声速飞行器非金属防隔热层与金属舱体之间的热结构热匹配问题。(2)利用发汗冷却技术的可将飞行器端头、舵、翼前缘等高热流部位的表面温度降低至金属材料许用温度，保证飞行器的气动外形不发生烧蚀，从而保证飞行器飞行姿态轨道控制精度，亦可满足飞行器的重复使用要求。(3)利用发汗冷却技术即冷却介质从飞行器外表面均匀流出，在飞行器外表面形成一薄层气膜，可阻隔气动加热，并且减小飞行阻力，提高飞行器的升阻比。在具有相同的动力或初始速度的情况下，全主动冷却高超声速飞行器的飞行距离更远。(4)主动防热飞行器可通过调整冷却剂用量来适应高、中、低飞行热环境，因此其适用飞行弹道和作战任务的范围更广泛、更灵活。(5)与传统高超声速飞行器相比，全主动冷却高超声速飞行器具有更好的可存储性和可维护性。(6)与传统高超声速飞行器相比，全主动冷却高超声速飞行器在生产、试验过程中无有害气体产生，更清洁环保。附图说明图1为本专利技术一种全主动冷却高超声速飞行器冷却方式分布侧视示意图；图2为本专利技术一种全主动冷却高超声速飞行器冷却方式分布顶视示意图；图3为某高超声速飞行器端头、舵翼前缘的半径尺寸与飞行阻力系数和热环境热流值的比例关系情况。具体实施方式下面结合附图和具体实施例对本专利技术做进一步详细描述。本专利技术一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于包括：发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘、发汗冷却舵前缘、再生冷却舵面、再生冷却迎风面，飞行器背风面；发汗冷却端头、发汗冷却翼前缘和发汗冷却舵前缘设有多孔结构，内部存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，液态冷却介质升温后以气态的形式流出端头外表面；再生冷却舵面和再生冷却迎风面采用再生冷却方式分别对飞行器的舵面和迎风面进行冷却，利用飞行器内部携带液态冷却工质用于阻隔、冷却、并带走飞行器在高超声速飞行过程中传入飞行器的气动加热量，满足飞行器在大气层内高速、长时间、远距离飞行的热防护需求。本专利技术的一种全主动冷却高超声速飞行器，包括机身、机翼、尾舵；机翼位于机身两侧，尾舵位于机身尾部，机身头部为端头(即头锥)，底部为迎风面，上部为背风面；高超声速飞行器优选在临近空间(海拔高度在20km～100km范围内的空间)飞行，飞行速度大于5Ma，飞行攻角优选为0～10；为了适应高超声速飞行，减小飞行器飞行阻力，飞行器一般为扁平梭形，飞行器端头、舵前缘、翼前缘半径优选不大于40mm。优选方案为：首先计算本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于包括：机身、机翼和尾舵，机身设有发汗冷却端头(1)、机翼设有发汗冷却翼前缘(2)、尾舵设有发汗冷却舵前缘(3)；尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却；发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)为多孔结构，飞行器内存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，飞行器内液态冷却介质升温后以气态的形式流出多孔结构外表面，在飞行器外表面形成一层气膜。

【技术特征摘要】
1.一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于包括：机身、机翼和尾舵，机身设有发汗冷却端头(1)、机翼设有发汗冷却翼前缘(2)、尾舵设有发汗冷却舵前缘(3)；尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却；发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)为多孔结构，飞行器内存储有液态冷却介质，液态冷却介质能够从多孔结构向外供给，流经多孔结构进行换热，飞行器内液态冷却介质升温后以气态的形式流出多孔结构外表面，在飞行器外表面形成一层气膜。2.根据权利要求1所述的一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于：再生冷却方式为在尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)中设置带肋通道的夹层结构，冷却介质在通道内部流动换热，使换热升温后的冷却介质流入发汗冷却部件内，包括发汗冷却端头(1)、发汗冷却翼前缘(2)和发汗冷却舵前缘(3)，用于端头、翼前缘、舵前缘部位的发汗冷却。3.根据权利要求1所述的一种全主动冷却高超声速飞行器，其特征在于：尾舵的舵面(4)和机身的迎风面(5)采用再生冷却方式对飞行器的舵面(4)和迎风面(5)进行冷却后使舵面(4)和机...

【专利技术属性】
技术研发人员：高翔宇，尘军，王振峰，白光辉，檀妹静，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11