一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道制造技术

本发明专利技术涉及一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，为整体结构，包括1～100个子通道，子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用。子通道包括主通道、微肋、射流孔。燃油分别由主通道的一端、射流孔进入主通道，从主通道的另一端排出。主通道横截面为矩形，主通道底部设置微肋，微肋组成阵列微肋，主通道顶部设置射流孔，射流孔均匀或非均匀分布，主通道两侧壁为光滑平面。本发明专利技术设置了阵列微肋、射流孔，微肋与射流冲击的作用相互耦合，在不增加额外的质量负担的前提下，有效降低了超燃冲压发动机燃烧室壁面温度，有效遏制了飞行器高热部件的温升，从而达到更高马赫数飞行的目的。的。的。

【技术实现步骤摘要】
一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道


[0001]本专利技术涉及高温热防护
，特别是涉及一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道。

技术介绍

[0002]高超声速飞行器，一般指飞行速度高于5马赫，飞行高度在大气层以内以及临近空间范围内的飞行器，临近空间高度为20km～100km，如高超声速巡航导弹以及空天往返高超声速飞机等。随着科技发展，高超声速飞行技术整体呈现加速发展的态势，各式高超声速导弹武器发展迅速甚至已经实现少量列装。除了具有重要的国防军事意义，高超声速飞行器亦可运用在未来空间探索和星际探测中，具有极高的科学价值。作为高超声速飞行器的主要动力装置，超燃冲压发动机在航空航天领域备受关注。
[0003]超燃冲压发动机运行过程中面临极端恶劣的热环境，高效的发动机热防护系统已经成为制约超燃冲压发动机发展的关键因素。目前，发动机的热防护技术主要分为被动和主动两种，被动热防护采用新型耐高温材料和耐烧蚀材料以达到隔热冷却效果，结构简单但会改变气动外形，增大飞行器结构体积。在马赫数为8的飞行速度下，燃烧室的总温可达4000K，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，为整体结构，包括1～100个子通道，子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用；所述子通道包括主通道(1)、微肋(2)、射流孔(3)；燃油分别由主通道(1)的一端、所述射流孔(3)进入所述主通道(1)，从主通道(1)的另一端排出；主通道(1)横截面为矩形，主通道(1)底部设置所述微肋(2)，主通道(1)顶部设置所述射流孔(3)，主通道(1)两侧壁为光滑平面；所述微肋(2)为正方体，位于主通道(1)底部，均匀分布，组成阵列微肋；所述射流孔(3)为通孔，位于主通道(1)中心线的垂直面上，均匀分布。2.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述微肋(2)为棱柱，或者为圆柱，或者为椭圆柱。3.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢公南，谭志明，李勇，张迎春，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：