本发明专利技术公开了一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小交错通道；冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔；在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设微小交错通道，微小交错通道连接冲击腔和尾部大气。本发明专利技术针对高超飞行器前缘热流密度较大、楔形体表面热流不大但分布较均匀得特点，将冲击、微小通道相互结合，换热效率大幅提高。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，属于航空、航天、 动力机械等高热流密度的局部换热领域。
技术介绍
高超声速飞行器是人类新世纪不懈的追求，其应用前景显而易见。商业方面，高超 声速运输客机可以在几个小时内，实现环球旅行的早出晚归，跨太平洋的客运量将会大幅 度增加，民用高超声速客机在21世纪应用前景广阔。军事方面，出于太空资源开发和国防 安全的考虑，高超声速军用飞机和导弹，将使空中作战平台提高到一个新水平。当前，世界 上很多国家都在着手研究高超声速技术，制定了高超声速技术发展规划，并相继将研制高 超声速飞行器作为其国家目标来实现。气动加热问题的提出是由于高超声速飞行器研制与发展的需要。飞行器以超声速 或高超声速飞行时，空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，大部分动能转化为热能，致使 飞行器周围的空气温度急剧升高。此高温气体和飞行器表面之间存在很大温差，部分热能 迅速向物面传递，这种热能传递方式称为气动加热。严重的气动加热所产生的高温，会降低 材料的强度极限和飞行器结构的承载能力，使结构产生热变形，破坏部件的气动外形并影 响飞行器的安全飞行前缘驻点等高热流密度区域的热防护问题是高超声速飞行器设计的关键问题之 一，已成为高超飞行器研制过程中关键性的制约因素和技术瓶颈。高超声速飞行器在飞行 时前缘驻点附近的热流密度极大(高达IO6WAi2以上)，并产生固体壁面局部高温(3000K以 上)，有可能导致飞行器外形、结构强度及刚度的改变，严重影响高超声速飞行器的安全性 能和寿命。因此，对于前缘驻点部位的热防护研究在超声速飞行器热防护体系中地位格外 重要。高超声速飞行器气动加热特点是1，飞行时间较长，达几十分钟到几个小时；2，前缘 热流密度分布呈钟形分布，驻点附近热流密度最大，沿流向热流密度急剧减小。传统的被动 冷却，如辐射冷却，要达到高辐射热流密度，则需要很高的表面温度，因此无法满足材料强 度和使用寿命要求，而烧蚀层热防护结构虽然可以满足高热流密度的要求，但对飞行时间 长达几十分钟甚至几小时的高超声速飞行器，则无法应用。因此发展新型主动冷却方式，已 经成为高超飞行器设计和发展的关键技术。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通 道冷却结构。本专利技术的一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，包括冲击腔、冲击 孔和交错肋片。冲击腔位于高速飞行器前缘头部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲 击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔；在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设微小交错通道，微小交错通道连接冲击腔和尾部大气。本专利技术的优点在于(1)本专利技术针对高超飞行器前缘换热特点，将冲击、微小通道和强化肋(肋片)相 互结合，换热效率大幅提高；(2)本专利技术的冷却结构不会改变高超飞行器的气动外形。 附图说明图1是本专利技术的整体结构示意图；图2是本专利技术纵向剖面结构示意图。图中1-冲击腔，2-冲击孔，3-微小交错通道，4-交错肋片，5-高速飞行器楔形体表面， 6"前缘，7-供气腔具体实施例方式下面将结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。为减少飞行过程中气动阻力，高超声速飞行器的前缘外型一般为尖楔形，头部一 般设计成为毫米量级的圆弧。这决定了其主动冷却的结构应该是毫米级的微小尺度结构。 高超声速飞行器气动加热特点是前缘驻点附近热流密度最大，并沿流向急剧减小，在楔形 体表面热流分布较均勻。基于上面提到的高超飞行器的气动加热特点和飞行器的外形特点，本专利技术是一种 高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，如图1所示。高速飞行器前缘6内部开冲 击腔1，冲击腔1靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔2，冲击孔2两端连通冲击 腔1和供气腔7。在冲击腔1贴近高速飞行器楔形体表面5的上下表面沿着与冲击孔轴向 呈135°和45°的方向开设微小交错通道3，微小交错通道的矩形截面尺寸为(0.5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，相同倾斜方向的微小交错通道之间间距为1. Omm 2. 0mm，微小 交错通道连接冲击腔1和尾部大气。微小交错通道之间的固体部分是方形肋4。如图2所示，冷却介质以一定的速度从冲击孔2进入冲击腔1，在冲击腔1内表面 形成大面积高效换热区域，可以有效的降低前缘6驻点附近的温度。与前缘6进行有效换 热后的冷却介质进入楔形体内表面的微小交错通道3，与楔形体内表面进行换热，微小交错 通道之间的方形肋4的存在可以加强冷却介质的扰动，增强换热。微小交错通道可以满足 楔形体表面热流密度不是很高、但换热面积较大的要求。从微小交错通道流出的冷却介质 进入尾部大气。实施例本专利技术在高速飞行器前缘6内部开冲击腔1，冲击腔1中部开直径为0.5mm 1. Omm的冲击孔2，冲击孔2间距为1. Omm 4. Omm,在冲击腔1贴近高速飞行器楔形体表面 4的上下表面沿着与冲击孔轴向呈135°和45°的方向开设微小交错通道3，微小交错通道 的矩形截面尺寸为(0. 5mm 1mm) X (0. 5mm Imm)，相同倾斜方向的微小交错通道之间的 间距为1. Omm 2. 0mm，微小交错通道连接冲击腔1和尾部大气。冷却介质从圆形冲击孔2进入冲击腔1，与前缘6进行充分的热量交换后进入楔形体内表面的微小交错通道3，方形肋4的存在可以使冷却介质的扰动加强，与楔形体内表面 的换热增强，可以满足楔形体表面热流密度不是很高、但换热面积较大的要求。微小交错通 道结构可以增强冷却介质与固体的有效换热面积，而且使冷却介质之间的扰动加强，可以 有效的降低楔形体表面的温度。权利要求1.一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、冲击 孔和交错肋片；冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击 孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔；在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开 设微小交错通道，微小交错通道连接冲击腔和尾部大气。2.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，其特征 在于，冲击孔的直径为0. 5mm 1. Omm,间距为1. Omm 4. 0_。3.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，其特征 在于，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面沿着与冲击孔轴向呈135°和45° 的方向开设微小交错通道。4.根据权利要求1所述的一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，其特征 在于，微小交错通道的矩形截面尺寸为(0. 5mm 1. 0mm) X (0. 5mm 1. Omm)，相同倾斜方向 的微小交错通道之间的间距为1. Omm 2. 0mm。全文摘要本专利技术公开了一种高超飞行器前缘冲击+微小交错通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小交错通道；冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔；在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设微小交错通道，微小交错通道连接冲击腔和尾部大气。本专利技术针对高超飞行器前缘热流密度较大、楔形体表面热流不大但分布较均匀得特点，将冲击、微小通道相互结合，换热效率大幅提高。文档编号B64C本文档来自技高网...
【技术保护点】
１．一种高超飞行器前缘冲击＋微小交错通道冷却结构，其特征在于，包括冲击腔、冲击孔和交错肋片；冲击腔位于高速飞行器前缘内部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔；在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面开设微小交错通道，微小交错通道连接冲击腔和尾部大气。
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：徐国强，邓宏武，罗翔，张传杰，孙纪宁，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：11
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