本实用新型专利技术涉及高超声速飞行器热防护技术领域，提供一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器。该头锥包括锥形外壳体、内壳体，外壳体与内壳体头端中部通过连接管连接，连接管中部设贯穿内外壳体头端的喷流孔；外壳体与内壳体尾端通过尾板密封，形成疏热外腔且沿径向设侧肋将外腔分隔为多个子腔室，子腔室内壁设毛细结构层，子腔室内充有碱金属工质；内壳体尾部设后端盖，后端盖中部安装孔内设冷却管，冷却管头端设半球形头部，冷却管位于内壳体内的部分沿径向设冲击射流管。本实用新型专利技术能够以简单结构实现根据气动热环境展开热管疏导被动防热、凹腔被动防热、射流冲击主动防热、逆向喷流主动防热方式间的耦合，提高热防护效率与效果。提高热防护效率与效果。提高热防护效率与效果。
【技术实现步骤摘要】
一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器
[0001]本技术涉及高超声速飞行器热防护
，尤其是涉及一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器。
技术介绍
[0002]高超声速飞行器高速飞行时，其头锥在无热防护措施下的表面温度可达2000至3000摄氏度，无法使部件外形结构保持高温下的完整。因此，需要对头锥进行热防护。适用于长航时、宽速域、高超声速飞行的局部热防护技术也是高超声速飞行器相关未来关键技术应用的关键点。
[0003]现有高超声速飞行器头锥的热防护技术主要有烧蚀被动热防护技术、热管疏导热防护技术、对流主动冷却热防护技术：
[0004](1)烧蚀被动热防护技术将烧蚀材料包覆在需要防热的壳体表面，在烧蚀材料受热分解和氧化燃烧过程中通过热解气体和燃烧产物的不断流失将热量从壳体表面带走，从而获得热防护效果。此种技术由于损耗烧蚀材料而难以长时间保持部件外形完整。
[0005](2)热管疏导被动热防护技术在高温金属腔内附设毛细结构层，并在腔内充入碱金属工质。当头锥外表面受气动加热时，附设毛细结构层的锥体热管外壁面作为蒸发端，碱金属工质在毛细结构中形成薄膜结构并蒸发吸热，金属蒸汽在腔内压差作用下流向锥体热管内壁，在冷凝端冷凝放热，冷凝后的液体在毛细力作用下流向蒸发端，如此形成流体流动和换热循环。由于这种相变换热的高效性，锥体热管总体上呈现良好的均温性，既降低了锥体头部温度，又降低了结构内部温度梯度引起的热应力。然而，一方面，此种技术由于存在工作极限，难以在较高马赫数飞行时、面临更高气动热环境下稳定工作；另一方面，现有热管疏导被动热防护技术在整个头锥本体内形成锥形热疏腔体，在此种锥体热管构型下，液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时，腔体空间急剧增大，导致蒸汽密度和压力不足，难以形成工质循环流动，从而难以应用到头锥的热防护中。
[0006](3)对流主动冷却热防护技术中，逆向喷流热防护作为一种主动高效冷却方式，能够将锥体头部激波推离受热部件，改善受热环境，并在锥体表面产生对流换热，缓解气动加热的严重程度，其冷却效率高，较适用于高马赫数、大热流密度下的部件冷却，但长时间飞行时需要携带大量冷却工质，载荷代价较高。
技术实现思路
[0007]针对现有技术存在的问题，本技术提供一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器，利用简单的结构巧妙地将热管疏导被动防热结构、凹腔被动防热结构、射流冲击主动防热结构、逆向喷流主动防热结构组合在一个装置中，能够根据高速飞行时气动热环境的严重程度展开不同防热方式间的耦合，实现头锥的自适应主被动复合热防护，大大提高了热防护效率，增强了热防护效果。
[0008]本技术的技术方案为：
[0009]一种高超声速飞行器头锥，包括外壳体1，所述外壳体1内部设置有内壳体2，所述外壳体1、内壳体2均为锥形，所述外壳体1的头端中部与所述内壳体2的头端中部通过连接管7连接，所述连接管7的中部开设有贯穿所述外壳体1的头端与所述内壳体2的头端的喷流孔；
[0010]所述外壳体1的尾端与所述内壳体2的尾端通过环形的尾板9密封连接，所述外壳体1与所述内壳体2、连接管7、尾板9之间形成疏热外腔且沿径向设置有侧肋8，所述侧肋8有多个且沿所述外壳体1的周向均匀分布，所述侧肋8将所述疏热外腔分隔为多个子腔室，所述子腔室的内壁设置有毛细结构层，所述子腔室内充有碱金属工质；
[0011]所述内壳体2的尾部内侧壁设置有后端盖3，所述内壳体2与所述后端盖3之间形成冲击射流内腔，所述后端盖3的中部开设有与所述喷流孔共轴的安装孔，所述安装孔内设置有冷却管4，所述冷却管4的外径小于所述安装孔的内径，所述冷却管4的头端位于所述内壳体2内部、尾端穿过所述安装孔后伸出所述内壳体2，所述冷却管4的头端封闭且设置有半球形头部6，所述半球形头部6的外径大于所述喷流孔的内径，所述冷却管4的位于所述内壳体2内部的部分沿径向向外延伸有冲击射流管5，所述冲击射流管5有两个以上且沿所述冷却管4的周向均匀分布。
[0012]进一步的，所述冲击射流管5有四个。
[0013]进一步的，所述侧肋8有四个。
[0014]进一步的，所述外壳体1、内壳体2、连接管7、侧肋8、尾板9一体成型。
[0015]进一步的，所述外壳体1、内壳体2、连接管7、侧肋8、尾板9、后端盖3的材质均为高温合金。
[0016]进一步的，所述冷却管4的材质为金属。
[0017]进一步的，包括温度传感器、驱动传动装置、控制器；所述温度传感器设置在其中一个所述子腔室内，所述温度传感器的输出端与所述控制器的输入端连接，所述驱动传动装置与所述冷却管4的尾部外壁连接，所述驱动传动装置的动力元件的输入端与所述控制器的输出端电连接，所述温度传感器用于对所述子腔室内部的温度进行测量并将测得的温度数据传输给所述控制器，所述控制器用于在所述温度低于预设的温度阈值时发送第一控制信号给所述动力元件、在所述温度等于或高于预设的温度阈值时发送第二控制信号给所述动力元件，所述驱动传动装置用于在接收到所述第一控制信号时控制所述冷却管4向靠近所述喷流孔的方向运动、在接收到所述第二控制信号时控制所述冷却管4向远离所述喷流孔的方向运动。
[0018]一种高超声速飞行器，所述高超声速飞行器的前端安装有所述的高超声速飞行器头锥。
[0019]本技术的有益效果为：
[0020](1)本技术通过在锥形外壳体内部设置锥形内壳体、在内外壳体头端间设置连接管、在内外壳体尾端用尾板密封连接形成疏热外腔并设置侧肋将疏热外腔分隔为多个子腔室、在子腔室内壁设置毛细结构层、在子腔室内充入碱金属工质，形成多个随形金属热管外腔体，一方面，实现了热管疏导被动防热，能够对头锥进行快速热疏导，使得气动加热最严重的驻点区域温度峰值得以降低，使头锥外表面呈现较好的均温性，既降低了温度梯度又降低了金属结构内部温度梯度引起的热应力；另一方面，相比于现有技术中在整个头
锥本体内形成锥形热疏腔体的热管疏导被动热防护技术来说，通过内外壳体与侧肋结构将外壳体内部较大的空间分隔成多个较小的子腔室，从而将热管的工作工质封闭在更为有限的空间内，使得液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时有足够的蒸汽密度和压力，容易形成工质循环流动，解决了现有锥体热管构型存在的液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时腔体空间急剧增大引起蒸汽密度和压力不足导致难以形成工质循环流动的技术问题，且大大提高了热管疏导被动防热的效率，大大增强了热防护效果。
[0021](2)本技术通过在连接管中开设贯穿内外壳体头端的喷流孔、在内壳体尾部设置后端盖、在后端盖中部开设安装孔、在安装孔内设置外径小于安装孔内径的冷却管、在冷却管头端封闭且设置半球形头部，能够在低马赫数飞行时，控制冷却管向喷流孔方向运动，从而使半球形头部前移抵在喷流孔尾端，呈现喷流孔关闭状态，形成驻点区可开合的凹腔体，实现凹腔被动防热，从而利用来流在凹腔中的震荡所引起的能量耗散来降低本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种高超声速飞行器头锥，其特征在于，包括外壳体(1)，所述外壳体(1)内部设置有内壳体(2)，所述外壳体(1)、内壳体(2)均为锥形，所述外壳体(1)的头端中部与所述内壳体(2)的头端中部通过连接管(7)连接，所述连接管(7)的中部开设有贯穿所述外壳体(1)的头端与所述内壳体(2)的头端的喷流孔；所述外壳体(1)的尾端与所述内壳体(2)的尾端通过环形的尾板(9)密封连接，所述外壳体(1)与所述内壳体(2)、连接管(7)、尾板(9)之间形成疏热外腔且沿径向设置有侧肋(8)，所述侧肋(8)有多个且沿所述外壳体(1)的周向均匀分布，所述侧肋(8)将所述疏热外腔分隔为多个子腔室，所述子腔室的内壁设置有毛细结构层，所述子腔室内充有碱金属工质；所述内壳体(2)的尾部内侧壁设置有后端盖(3)，所述内壳体(2)与所述后端盖(3)之间形成冲击射流内腔，所述后端盖(3)的中部开设有与所述喷流孔共轴的安装孔，所述安装孔内设置有冷却管(4)，所述冷却管(4)的外径小于所述安装孔的内径，所述冷却管(4)的头端位于所述内壳体(2)内部、尾端穿过所述安装孔后伸出所述内壳体(2)，所述冷却管(4)的头端封闭且设置有半球形头部(6)，所述半球形头部(6)的外径大于所述喷流孔的内径，所述冷却管(4)的位于所述内壳体(2)内部的部分沿径向向外延伸有冲击射流管(5)，所述冲击射流管(5)有两个以上且沿所述冷却管(4)的周向均匀分布。2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器头锥，其特征在于，所述冲击射流管(...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘洪鹏，郑华，吴碧，罗珺，贺旁厚，刘新华，
申请(专利权)人：中国人民解放军九三二三六部队，
类型：新型
国别省市：
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