本发明专利技术提供一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，包括靠近喷管内壁的内层冷却通道和靠近喷管外壁的外层冷却通道，两层冷却通道交错分布，外层冷却通道大部分分布在喷管壁面内内层冷却通道未冷却到的区域。冷却剂在外层与内层冷却通道间往复流动，对喷管靠近高温主流燃气侧的内壁面进行对流冷却。冷却剂在冷却通道内整体的流动方向与喷管主流燃气的流动方向相同，对由于入口段效应导致的喷管入口段的高温壁面进行了充分的冷却。此种双层螺旋冷却通道结构大大增加了冷却剂与喷管壁面的换热面积，能够有效降低排气喷管壁面温度。此外，在喷管壁面开设两层冷却通道，提高了其在壁面厚度方向上的空间利用率，同时减少了排气喷管的重量。气喷管的重量。气喷管的重量。
【技术实现步骤摘要】
一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构
[0001]本专利技术涉及一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，属于排气喷管壁面冷却结构设计与高温热防护领域。
技术介绍
[0002]高超声速飞行器一般是指飞行马赫数大于5、能在大气层和跨大气层中远程飞行的飞行器。排气喷管是安装在飞行器发动机燃气出口后方的部件，是飞行器推进系统的重要组成部分，其中冲压发动机喷管是高超声速飞行器的最佳动力选择，但同时也存在着诸多难点问题，其中之一便是高温载荷。
[0003]多年来，为解决高超声速飞行器的热防护问题，研究人员致力于隔热结构、气膜冷却及再生冷却等被动/主动热防护方面的研究。隔热罩作为一种被动热防护形式，能够起到比较好的隔热作用，但是会使发动机重量增加；气膜冷却作为一种主动热防护形式，在高超声速飞行时，作为冷却源的来流空气由于来流总温太高，已经不能用作冷却气，因此气膜冷却在高超声速飞行器中并不适用。再生冷却同样作为一种主动热防护形式，其通常在发动机壁面内开冷却槽通道，同时由于氢气的储存难题，其通常使用碳氢燃料作为冷却介质，不仅可以利用燃料优异的吸热能力与高温壁面进行对流冷却，同时燃料吸收废热得到了预热，是一种有效的高超声速飞行器热防护手段，并在冲压发动机热防护中得到了广泛应用。
[0004]传统的再生冷却通道为单层冷却通道，加工过程一般为在冲压发动机内壁面外侧铣出冷却直槽，然后通过钎焊等方式将其与外壁面连接起来，这种单层直槽冷却通道只对有限面积的壁面进行了冷却，其冷却效率较低；同时，其在壁面厚度方向上的空间利用率不高。因此，需要设计一种更加合适的冷却通道结构。
技术实现思路
[0005]为解决现有技术中存在的问题，本专利技术提供一种双层螺旋冷却通道结构，针对现有发动机喷管，在喷管壁面开设两层螺旋冷却通道，冷却剂进入冷却通道后对喷管靠近高温主流燃气侧的内壁面进行对流冷却，能够有效降低发动机喷管壁面温度。
[0006]本专利技术采用的技术方案是：一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，包括喷管壁面及喷管壁面内开设的双层螺旋冷却通道，所述喷管壁面，其靠近高温主流燃气侧的为喷管内壁，远离高温主流燃气侧的为喷管外壁；所述双层螺旋冷却通道，其靠近喷管内壁的为内层螺旋冷却通道，靠近喷管外壁的为外层螺旋冷却通道；所述内层螺旋冷却通道与外层螺旋冷却通道互相连通；所述内层螺旋冷却通道为喷管壁面的主要冷却通道，外层螺旋冷却通道大部分分布在喷管壁面内内层螺旋冷却通道未冷却到的区域。
[0007]进一步地，所述双层螺旋冷却通道包括内层螺旋冷却通道，外层螺旋冷却通道，内层至外层连接通道，外层至内层连接通道，外层层间连接通道，冷却通道入口，冷却通道出口。
[0008]进一步地，冷却剂在冷却通道内的流动顺序为：冷却剂冷却通道入口、外层螺旋冷
却通道、外层层间连接通道、相邻外层螺旋冷却通道、外层至内层连接通道、内层螺旋冷却通道、内层至外层连接通道、外层螺旋冷却通道，重复以上过程直至冷却剂从冷却通道出口流出。
[0009]进一步地，所述所有螺旋冷却通道与所述所有连接通道平滑连接，所述冷却通道出入口与外层螺旋冷却通道边缘平滑连接。
[0010]进一步地，所述内层螺旋冷却通道的最大直径，不超过其所在位置喷管壁面的展向长度；所述外层螺旋冷却通道的直径，不超过其所在位置喷管壁面的展向长度的一半。
[0011]进一步地，所述双层螺旋冷却通道的圈数、个数应依照壁面具体尺寸和热负荷确定。
[0012]进一步地，所述双层螺旋冷却通道的截面形状为矩形、圆形、跑道形或梯形，也可为其他几何形状。
[0013]进一步地，所述双层螺旋冷却通道的横截面等效水力直径为1
‑
2.5mm。
[0014]进一步地，所述双层螺旋冷却通道结构的加工材质为耐高温材料。
[0015]进一步地，所述喷管为固定几何的冲压发动机喷管。
[0016]有益效果：
[0017]发动机喷管由于来流温度过高，喷管壁面需要承受很高的热负荷，同时由于入口段效应，喷管壁面入口段区域热流密度极高，因此传统单层直槽冷却通道已经达不到热防护的要求。本专利技术提供的一种双层螺旋冷却通道结构，冷却剂在冷却通道内整体的流动方向与喷管主流燃气的流动方向相同，其经过在螺旋通道中的流动，对喷管入口段的高温壁面进行了充分的对流冷却。同时，这种两层通道交错分布冷却方式，大大增加了冷却剂与喷管壁面的换热面积，能够有效降低冲压发动机喷管壁面温度。此外，在喷管壁面开设两层冷却通道，提高了其在壁面厚度方向上的空间利用率，同时减少了冲压发动机喷管的重量。
附图说明
[0018]图1为现有技术的冲压发动机喷管示意图；
[0019]图2为本专利技术提供的一种双层螺旋冷却通道结构示意图；
[0020]图3为所述双层螺旋冷却通道结构俯视图；
[0021]图4为所述双层螺旋冷却通道结构仰视图；
[0022]图5为冷却通道通道截面形状示意图；
[0023]其中，上述附图包括以下附图标记：1
‑
喷管内壁，2
‑
喷管外壁，3
‑
螺旋冷却通道，4
‑
连接通道，5
‑
冷却通道入口，6
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冷却通道出口，31
‑
内层螺旋冷却通道，32
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外层螺旋冷却通道，41
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外层层间连接通道，42
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外层至内层连接通道，43
‑
内层至外层连接通道。
具体实施方式
[0024]为详细阐释本专利技术的结构、技术方案及具体实施方式，下面将以冲压发动机喷管为例，结合本专利技术实施例中的附图，举实施例对本专利技术做进一步的描述。
[0025]本实施例以固定几何的冲压发动机喷管为例。
[0026]图1为现有技术的冲压发动机喷管示意图，靠近高温主流燃气侧的为喷管内壁1，远离高温主流燃气侧的为喷管外壁2。
[0027]图2为本专利技术提供的一种双层螺旋冷却通道，包括喷管内壁1、喷管外壁2、螺旋冷却通道3，连接通道4，冷却通道入口5，冷却通道出口6。
[0028]图3和图4为本专利技术实施例中一种双层螺旋冷却通道在不同方位的观察图。所述螺旋冷却通道3包括内层螺旋冷却通道31、外层螺旋冷却通道32；所述连接通道4包括外层层间连接通道41，外层至内层连接通道42，内层至外层连接通道43。
[0029]具体来说，冷却剂由冷却通道入口5流入外层螺旋冷却通道32边缘，后螺旋向内地流入外层层间连接通道41，后流入相邻的外层螺旋冷却通道32中心，后螺旋向外地流入外层至内层连接通道42，后流入内层螺旋冷却通道31边缘，后螺旋向内地流入内层至外层连接通道43，后流入外层螺旋冷却通道32边缘，重复以上过程直至冷却剂从冷却通道出口6流出。
[0030]通过设置上述双层螺旋冷却通道，冷却剂对喷管入口段的高温壁面进行了充分的对流冷却，增加了冷却剂本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，其特征在于，包括喷管壁面及喷管壁面内开设的双层螺旋冷却通道；所述双层螺旋冷却通道包括若干排靠近喷管内壁的内层螺旋冷却通道和若干个靠近喷管外壁的外层螺旋冷却通道。2.根据权利要求1所述的一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，其特征在于，在冷却剂流通方向上，所述外层螺旋冷却通道和内层螺旋冷却通道交错分布，外层螺旋冷却通道的进口和出口分别连接相邻排内层螺旋冷却通道的出口和进口。3.根据权利要求2所述的一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，其特征在于，所述内层螺旋冷却通道的进口和出口分别设置在螺旋的最外层和中心。4.根据权利要求1所述的一种排气喷管高温壁面双层螺旋冷却通道结构，其特征在于，每排内层螺旋冷却通道中，相邻内层螺旋冷却通道的...
【专利技术属性】
技术研发人员：单勇，史一诺，连文磊，谭晓茗，张靖周，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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