本发明专利技术提供一种基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，包括依次连接的高压空气瓶、稳压阀、冷气管路、气室，气室通过冷却通道与舵轴缝隙连通。本发明专利技术通过在舵轴、空气舵下表面和机体表面布置冷却通道，将冷却剂引入到舵轴附近，并且覆盖在舵轴表面形成保护气膜，降低舵轴受到的气动加热。本发明专利技术首次将气膜冷却引入到舵轴热防护技术中。计算流体力学仿真结果表明气膜冷却对舵轴的热防护性能良好(面平均净热流密度削减1.93)，冷却剂消耗较少(0.141g/s)，有力地证明气膜冷却用于舵轴热防护是可行的。最后，本发明专利技术具有可长航时、重复使用、热防护性能好、无积碳产生、不影响舵轴结构强度、加工简单和调节热防护性能方便等优点。工简单和调节热防护性能方便等优点。工简单和调节热防护性能方便等优点。
【技术实现步骤摘要】
基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置
[0001]本专利技术提供一种基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，属于飞行器冷却
，具体适用于高超音速空气舵。
技术介绍
[0002]对于高超音速空气舵来说，空气舵与机体之间不可避免会留有一个缝隙，该缝隙确保空气舵可以灵活旋转以及给热膨胀留下空间。舵轴贯穿该缝隙，将空气舵和机体连在一起。舵轴缝隙的存在使得高温、高速的气体进入该缝隙，造成剧烈的气动加热，特别是在舵轴表面，甚至会出现舵轴烧蚀的现象,亟需先进的热防护技术。
[0003]热防护技术可以分为三类：1.被动热防护；2.半被动热防护；3.主动热防护。首先，被动热防护技术主要通过吸收、向周围环境辐射散热和隔绝热量传递的方式保护飞行器。但是，该技术的热防护性能受限于材料的承温能力，难以满足更高飞行速度、更高热流密度的需求。其次，半被动热防护技术是利用工质材料相变的潜热和温度上升的显热将气动热吸收或者转移到低温区域。该技术受到工质材料的限制且该技术可能改变飞行器的气动外形。最后，主动热防护技术是以外部气体或燃料作为冷却剂，将冷却剂覆盖到待保护壁面或通过待保护壁面内部的冷却通道，减少或带走壁面受到的气动加热。该技术有可长航时、重复使用的优点，是本专利关注的重点。
[0004]在主动热防技术中，气膜冷却技术是指冷却剂通过离散孔或者槽缝等构造覆盖到待保护壁面，在壁面形成一层保护气膜，将高温主流和壁面分隔开，减轻壁面受到的气动加热，以确保壁面材料的温度在允许的范围内。气膜冷却技术已经在航空发动机涡轮叶片上广泛使用，但是涡轮叶片的设计工况为亚/跨音速。而在超/高超音速流动中，由于堵塞作用，会产生激波，流动传热特性与亚/跨音速条件下有本质区别，相关的研究还不够成熟。特别是面向高超音速空气舵，将气膜冷却用于舵轴热防护的相关技术还未见报道。
[0005]当前飞行器舵轴热防护的技术方案，有如下四种。
[0006]第一种技术方案是在舵轴外部套一个防热环，气动加热主要由该防热环承受。该方案有两个缺点。第一，防热环的承温能力有限，难以承受更高飞行速度带来的更强气动加热，甚至产生烧蚀损坏。因此，在高热流工况下，该技术不可长时间、重复使用。第二，防热环并不能完全阻断对舵轴的气动加热。这是因为在空气舵和防热环之间需要留有一定的缝隙来确保空气舵旋转和热膨胀，高温、高速流动的空气通过这个缝隙对舵轴进行加热。
[0007]第二种舵轴热防护方案是将CO2从高压气瓶引入到舵轴内部带有螺旋线的冷却通道中，以强制对流的方式带走其受到的气动加热，随后通过空气舵内部的通道排到外部大气中。同时，舵轴表面镀铜避免热量累积。由上可知，该技术存在两个明显的缺点。第一，冷却构型的加工复杂。不仅需要在舵轴表面镀铜，还要在冷却通道内加工螺旋线来强化换热。第二，冷却效率较低。该方案在冷却剂通道内置螺旋线的前提下，才能达到热防护指标(舵轴表面温度在700℃以下)，且冷却剂的消耗量为8.8g/s。
[0008]第三种舵轴热防护技术方案是将飞行器的燃料送入舵轴内部冷却通道中，以强制
对流的方式带走舵轴的气动加热，冷却通道内布置多孔垫片被用来调整该方案的热防护性能。但是，该方案不可避免地存在一些缺点。首先，该冷却系统需要在舵轴内开设冷却剂通道，同时布置多孔垫片，这导致整个系统加工复杂，且不便于灵活调节热防护性能。其次，冷却剂通道内易产生积碳，削弱热防护性能。此外，燃料的热沉有限，无法满足更高飞行速度的要求。最后，在该方案中舵轴表面会直接与高温、高速主流接触。
[0009]第四种技术方案是将舵轴设计成中空结构，空腔四周被绝热材料包围，其内部的工质通过相变与扩散将舵轴缝隙处的气动热传导致整个空腔内壁。首先，中空的结构会降低舵轴的强度。其次，该方案将舵轴受到的气动热传导至空腔内壁，但是空腔周围用绝热材料包裹，难以将热量传导致外部环境，导致冷却能力有限。
技术实现思路
[0010]针对上述技术的缺点，本专利技术提供一种基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，以达到如下的目的：第一，可长航时、重复使用；第二，满足更高飞行速度的热防护需求，且冷却剂通道不会出现积碳等削弱热防护性能的问题；第三，避免舵轴表面直接接触高温、高速的流体；第四，舵轴热防护结构比较简单，加工方便，且不影响舵轴的结构强度；第五，舵轴热防护结构对冷却剂的消耗较少；第六，冷却方案的热防护性能可根据具体工况实时调节，且调节方式简单易行。
[0011]具体技术方案为：
[0012]基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，包括依次连接的高压空气瓶、稳压阀、冷气管路和气室。其中，气室通过冷却通道与舵轴缝隙连通。
[0013]所述的冷却通道为离散气膜孔；所述的离散气膜孔布置在舵轴上游，离散气膜孔有若干个，离散孔横向布置，离散气膜孔直径为d(可为任意值)，相邻两个离散气膜孔之间的距离为若干倍d，离散气膜孔与舵轴前缘之间的距离也为若干倍d，离散气膜孔与飞行器机体表面垂直。
[0014]按照冷却剂注入角分类，所述的离散气膜孔为垂直孔、倾斜孔和带有复合角的孔。
[0015]按照离散气膜孔的形状分类，所述的气膜孔为圆柱孔和扇形孔。
[0016]按照气膜孔的布置方式分类，所述的离散气膜孔为单排和多排气膜孔。
[0017]按照冷却通道的构造来分类，所述的冷却通道为槽缝和多孔壁面。
[0018]本专利技术通过在舵轴上游的机体表面开冷却通道，将冷气引入到舵轴附近，并且覆盖在舵轴表面形成保护气膜，降低舵轴受到的气动加热。此外，还可以在舵轴前缘表面和舵轴上游空气舵下表面也布置冷却通道，以达到相同的热防护效果。
附图说明
[0019]图1是本专利技术的舵轴热防护结构及舵轴局部放大示意图；
[0020]图2是图1截面A
‑
A的俯视结构示意图；
[0021]图3是实施例中的数值计算域；
[0022]图4是实施例中的舵轴表面净热流密度削减分布；
[0023]图5是实施例中的舵轴表面纵向线平均净热流密度削减分布；
[0024]图6是实施例中的离散气膜孔的其他布置形式；
[0025]图7是实施例中的复合角气膜孔；
[0026]图8是实施例中的多排气膜孔；
[0027]图9是实施例中的垂直和倾斜槽缝示意图；
[0028]图10是实施例中的多孔壁面示意图。
具体实施方式
[0029]结合附图说明本专利技术的具体技术方案。
[0030]本实施例中舵轴缝隙的高度选定为4mm。
[0031]如图1和图2所示，基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，包括依次连接的高压空气瓶1、稳压阀2、冷气管路7、气室3和冷却通道8，本实施例的冷却通道为离散气膜孔8，其结构可见图2。其中三个离散气膜孔8布置在舵轴上游且横向布置，离散气膜孔8直径d＝1.5mm，相邻两个离散气膜孔8之间的距离为1.5d，离散气膜孔8与舵轴前缘之间的距离为2d，离散气膜孔8与飞行器机体6表面垂直。
[0032]本发本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，其特征在于，包括依次连接的高压空气瓶、稳压阀、冷气管路、气室，气室通过冷却通道与舵轴缝隙连通。2.根据权利要求1所述的基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，其特征在于，所述的冷却通道为离散气膜孔；所述的离散气膜孔布置在舵轴上游，离散气膜孔有若干个，离散地横向布置，离散气膜孔直径为d，相邻两个离散气膜孔之间的距离为若干倍d，离散气膜孔与舵轴前缘之间的距离也为若干倍d，离散气膜孔与飞行器机体表面垂直。3.根据权利要求1所述的基于气膜冷却的飞行器舵轴热防护装置，其特征在于，按照冷却剂注入角度分类，所述的离散气膜孔为垂直孔、倾斜孔和带有复合角的气膜孔。4.根据权利要求1所...
【专利技术属性】
技术研发人员：马海腾，戴思明，许自然，窦怡彬，
申请(专利权)人：上海机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：
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