一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥制造技术

本发明专利技术涉及一种飞行器层板式发汗和逆喷组合鼻锥，圆形底台顶面设有球锥形层板叠成体，该球锥形层板叠成体由多个随高度增加半径依次减小的圆形发汗层板同轴叠加而成；圆形底台的中心设有向球锥形层板叠成体通入冷却工质的底台通道，并设有固定杆穿过底台通道和球锥形层板叠成体，固定杆的顶部为圆弧状且该固定杆的顶部罩在球锥形层板叠成体顶部；所述固定杆内设有通入冷却工质的喷管以及冷却工质流入入口。该鼻锥采用层板式发汗冷却结构和逆向喷流相结合的方式进行防热设计，既能实现高超声速飞行器头部非驻点区的热防护和驻点区的热防护，又具有需要的冷却剂量小、散热强度大、可靠性高的特性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及一种用于高超声速飞行器头锥和前沿器件进行冷却的主动热防护装置，具体为一种飞行器层板式发汗和逆喷组合鼻锥。
技术介绍
热防护技术是高超声速飞行器研究的关键技术。高超声速飞行器头锥和前沿器件在没有任何热防护系统保护的情况下表面温度高达2000 3000摄氏度。在这么高的温度下为了使高超声速飞行器头锥和前沿器件不被烧毁，头锥和前沿器件外形结构保持完整，保持高超声速飞行器舱内有正常的工作条件，必须采用被动或主动的热防护方式对其进行热防护。现有的高超声速飞行器头锥和前沿器件采用的热防护方式主要有烧蚀防热、发汗冷却防热。烧蚀防热是一次使用的航天器防热结构中重要的一种防热形式，属于半被动热控制技术。烧蚀防热的原理是:烧蚀材料在加热环境中产生一系列的物理和化学反应，在这些物理和化学过程中，一方面消耗了烧蚀材料，另一方面亦以不同方式耗散环境给予材料的热量，以保证内部结构在允许温度下工作。发汗冷却防热又根据鼻锥中冷却剂的“释出”方式分为自发式、强迫式、自适应式和层板式发汗。自发汗鼻锥是把低熔点金属(如铜和银等)渗入难熔材料(如钨等)的多孔骨架中。当鼻锥受气动加热时，靠低熔点金属熔化和蒸发本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种层板式发汗和逆喷组合冷却鼻锥，包括圆形底台（1），其特征是，所述圆形底台（1）顶面设有球锥形层板叠成体，该球锥形层板叠成体由多个随高度增加半径依次减小的圆形发汗层板（2,3）同轴叠加而成；所述圆形底台（1）的中心设有向球锥形层板叠成体通入冷却工质的底台通道（7），并设有固定杆（4）穿过底台通道（7）和球锥形层板叠成体，固定杆的顶部为圆弧状且该固定杆的顶部罩在球锥形层板叠成体顶部；所述固定杆（4）内设有通入冷却工质的喷管（5）以及冷却工质流入入口（8）。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：刘伟强，聂涛，孙健，陆海波，戎宜生，刘洪鹏，谢伦娅，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
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