一种高超声速飞行器头部减阻降热自适应装置制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种高超声速飞行器头部减阻降热自适应装置，将气动杆与发汗冷却两种减阻降热装置相结合，在飞行器超声速飞行时，气动杆将鼻锥前缘的激波推离壁面以实现减阻效果，降低了鼻锥前缘处的压力、热流，使得发汗冷却介质更易从陶瓷基多孔材料处流出，解决了发汗冷却中驻点冷却效率低的问题；冷却介质水在连接管路、冷却剂微孔储罐以及鼻锥壳体内部腔体内均为液态，进入陶瓷基多孔材料后，在其内部吸热升温并相变后流出多孔材料，然后继续向下游流动，并在鼻锥壳体区域表面形成气膜，实现降热效果；并且，随着来流动压的变化，气动杆可自适应调节伸出长度以调节减阻效果，发汗冷却也会同时自适应调节冷却剂流量以调节降热效果。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及高超声速飞行器的减阻降热，具体涉及一种高超声速飞行器头部减阻降热自适应装置。

技术介绍

1、近年来，高超声速飞行技术由于其重大的战略意义，受到世界各国的广泛关注。在高超声速飞行中，飞行器往往面临剧烈的气动加热和激波阻力，严重时可造成飞行器表面烧蚀，甚至破坏气动结构，这给高超声速飞行器的设计带来了严重挑战。因此，在高超声速领域，减阻降热设计工作显得尤为重要。目前常见的减阻降热技术分为主动控制和被动控制，其原理基本都是通过改变激波强度或边界层状态来实现减阻降热，主要包括能量投递，迎风凹腔，发汗冷却，逆向喷流，气动杆及其组合技术等。

2、发汗冷却被证明是一种极具潜力的主动热防护方式，它具有冷却能力强，冷却剂用量小，系统稳定性高等优点。但是，在对鼻锥模型进行数值模拟和实验研究时发现，由于鼻锥表面热流和压力的空间分布极不均匀，冷却剂难以从高压、高热流的驻点处流出，从而导致驻点区域冷却效果不理想。

3、气动杆由于其结构简单，减阻效果明显，得到大量研究人员的青睐。在高超声速钝体飞行器头部安装气动杆，可将弓形激波推离物面，使得钝体壁面本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种高超声速飞行器头部减阻降热自适应装置，其特征在于，包括气动杆(1)、陶瓷基多孔材料(2)、鼻锥壳体(3)、桶状基座(4)、定位销机构(5)、连杆机构(6)、活塞(7)、液压机构(8)、连接管路(9)以及冷却剂微孔储罐(10)；

2.如权利要求1所述的一种气动杆与发汗冷却相结合的组合减阻降热自适应装置，其特征在于，除中轴线的活塞腔，腔体还包括四个活塞腔，每个活塞腔连接一个连杆机构(6)；四个活塞腔绕中轴线对称且均匀分布。

【技术特征摘要】

1.一种高超声速飞行器头部减阻降热自适应装置，其特征在于，包括气动杆(1)、陶瓷基多孔材料(2)、鼻锥壳体(3)、桶状基座(4)、定位销机构(5)、连杆机构(6)、活塞(7)、液压机构(8)、连接管路(9)以及冷却剂微孔储...

【专利技术属性】
技术研发人员：雷娟棉，郭建，张凌云，孙国友，张伯骞，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：