【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于高速飞行器防热，具体是涉及到一种基于超临界流体冷却剂的激波杆、防热装置及方法。
技术介绍
1、为了满足高速飞行器的热防护需求并提高其有效载荷，通常采用钝头体头部构型。然而在高速飞行过程中，飞行器头部会产生强烈的弓形激波，从而引起该区域压力和热流的急剧升高，致使阻力迅速增大，温度快速升高，给整个飞行器的动力和防隔热系统带来严峻的挑战。如何实现减阻防热效果成为众多学者关注的问题，而减阻与防热通常来讲难以同时兼顾。
2、为了解决飞行器在高速飞行过程中阻力和热流过大的问题，国内外研究者提出了众多流动控制方法，如激波杆、逆向喷流、迎风凹槽、能量投放、加装气动盘等手段，并分别进行了较为深入的研究。这类主动冷却的方法主要通过喷射冷却工质或者设计一些特定的机械结构来实现减阻防热的目标。
3、研究结果表明激波杆是其中最简单有效的方式之一。激波杆结构的引入同样会带来一些其他问题，如激波杆顶端需承受更加严苛的热流环境，且激波杆诱导的斜激波会入射到球头引起局部“热斑”，致使飞行器头部局部烧蚀。为了减弱激波杆的不利影响，可以考虑在激波杆顶端开逆向喷流孔，以中国专利“cn200610169683.9-一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统”为例，采用激波杆结合射流的方式，一方面将附着在激波杆顶端的激波外推，从而使分离区覆盖更大的飞行器头部面积，另一方面在激波杆顶端与高速来流之间增加一层冷气隔离，从而达到降低激波杆顶端热流的作用。但是该种方式容器所需的重量大，即冷却结构占用的空间大，负重大，不利于高速飞行器的轻量化
技术实现思路
1、本专利技术要解决的技术问题是提供一种在降低超临界冷却剂储罐质量的基础上，即可以提高激波杆本身的降温效果，又可以改善高速飞行器的热环境的基于超临界流体冷却剂的激波杆、防热装置及方法。
2、本专利技术提供一种基于超临界流体冷却剂的激波杆，包括杆体和气动圆盘；
3、所述杆体一端与气动圆盘连接，另一端安装于飞行器头部；
4、所述杆体上沿轴线方向设置有冷却通道ⅰ，所述气动圆盘上沿径向设置有冷却通道ⅱ，所述冷却通道ⅱ包括从轴心向盘外依次设置的收缩段、吼道和扩张段，所述收缩段另一端与所述冷却通道ⅰ连通；
5、超临界流体经过冷却通道ⅰ和冷却通道ⅱ对杆体和气动圆盘进行换热降温，并在通过冷却通道ⅱ的过程中增速、减压、降温后转化为气态，从扩张段喷出低温超声速气膜。
6、更进一步地，所述冷却通道ⅱ为环形通道。
7、更进一步地，所述冷却通道ⅱ与所述冷却通道ⅰ垂直。
8、更进一步地，所述收缩段朝向飞行器头部一侧圆弧过渡。
9、更进一步地，所述气动圆盘背离杆体一端的轴心位置设置有迎风凹腔。
10、更进一步地，所述吼道和扩张段背离杆体一端的通道壁呈平直结构，所述吼道和扩张段靠近杆体一端的通道壁呈变截面弧形结构。
11、本专利技术还提供一种基于超临界流体冷却剂的防热装置，包括超临界冷却剂储罐以及激波杆，所述激波杆的杆体的端部设置在飞行器头部，所述超临界冷却剂储罐设置在飞行器头部内部，超临界冷却剂储罐与所述杆体的冷却通道ⅰ连通。
12、更进一步地，所述飞行器头部的半径为20～30mm，飞行器身部2的半锥角为20～30°。
13、本专利技术还提供一种基于超临界流体冷却剂的防热方法，使用防热装置，包括如下步骤：
14、超临界冷却剂储罐释放超临界流体，超临界流体经过冷却通道ⅰ和冷却通道ⅱ对杆体和气动圆盘进行换热降温，且超临界流体在通过冷却通道ⅱ的过程中增速、减压、降温后转化为气态，从扩张段喷出低温超声速气膜，低温超声速气膜将气动圆盘产生的弓形激波向外推，使弓形激波远离高速飞行器，且低温超声速气膜与弓形激波后高温气流掺混吸热，降低了弓形激波后的气流总温。
15、本专利技术的有益效果是，本专利技术所提供的激波杆，使用超临界流体作为冷却剂，超临界流体在冷却通道ⅰ和部分冷却通道ⅱ内时始终处于超临界状态，可对杆体和气动圆盘进行换热降温，保证其结构强度，且超临界流体在对杆体和气动圆盘进行换热降温过程中，温度会稍有升高，但是可以保证温度和压力仍高于临界点，仍处于超临界状态，满足换热降温效果。而超临界流体在临界点附近的比热容最高，具有巨大的吸热潜力，因此使用该种冷却剂一方面可以提高换热效果，另一方面可以减小超临界冷却剂储罐的体积，节省热防护系统的空间。
16、超临界流体在通过冷却通道ⅱ的过程中，会在经过收缩段、吼道和扩张段时进行增速、减压和降温，且可以使其转化为气态，最后从扩张段的出口喷出，气态的冷却剂形成与高速气流垂直的低温超声速气膜，低温超声速气膜一方面将弓形激波向外推，使其远离高速飞行器，避免了该弓形激波入射到飞行器身部壁面上产生局部高热流；另一方面低温超声速气膜与弓形激波后高温气流掺混吸热，降低了弓形激波后的气流总温，改善了飞行器头部和飞行器身部的热环境，达到热防护效果。此外，超声速气膜增大了激波杆与飞行器头部之间的低速回流区，进一步减小了阻力。
17、即本专利技术将激波杆的结构和使用的超临界流体特性相结合，使超临界流体在特定位置处于其最优状态，在降低超临界冷却剂储罐质量的基础上，既可以提高激波杆本身的降温效果，保证其结构强度，又可以改善飞行器头部和飞行器身部的热环境，达到热防护效果。而且还能够降低飞行阻力，改善飞行器的空气动力性能。
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1.一种基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，包括杆体(5)和气动圆盘(6)；
2.如权利要求1所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述冷却通道Ⅱ(61)为环形通道。
3.如权利要求1或2所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述冷却通道Ⅱ(61)与所述冷却通道Ⅰ(51)垂直。
4.如权利要求3所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述收缩段(611)朝向飞行器头部(1)一侧圆弧过渡。
5.如权利要求4所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述气动圆盘(6)背离杆体(5)一端的轴心位置设置有迎风凹腔(62)。
6.如权利要求1所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述气动圆盘(6)背离杆体(5)一端的轴心位置设置有迎风凹腔(62)。
7.如权利要求1所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述吼道(612)和扩张段(613)背离杆体(5)一端的通道壁呈平直结构，所述吼道(612)和扩张段(613)靠近杆体(5)一端的通道壁呈变截面弧形结构。
8.一
9.如权利要求8所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述飞行器头部(1)的半径为20～30mm，飞行器身部2的半锥角为20～30°。
10.一种基于超临界流体冷却剂的防热方法，其特征是，使用如权利要求8或9所述的防热装置，包括如下步骤：
...【技术特征摘要】
1.一种基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，包括杆体(5)和气动圆盘(6)；
2.如权利要求1所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述冷却通道ⅱ(61)为环形通道。
3.如权利要求1或2所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述冷却通道ⅱ(61)与所述冷却通道ⅰ(51)垂直。
4.如权利要求3所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述收缩段(611)朝向飞行器头部(1)一侧圆弧过渡。
5.如权利要求4所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述气动圆盘(6)背离杆体(5)一端的轴心位置设置有迎风凹腔(62)。
6.如权利要求1所述的基于超临界流体冷却剂的激波杆，其特征是，所述气动圆盘(6)背离杆体(5)一端的轴心位置设置有迎风凹腔(62)。
7.如权利要求1...
【专利技术属性】
技术研发人员：易仕和，胡玉发，刘明星，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：
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