用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件

1.本发明属于飞行器热防护技术领域，具体涉及一种用于再入高超声速飞行器的自驱动的主动热防护翼前缘结构。

背景技术：

2.在高超声速飞行器的发展中，由于飞行速度过高而产生的巨大气动热是一个亟待解决的问题，尤其是头锥、翼前缘等尖锐前缘结构的驻点附近，在再入过程中可能需要承受超过10mw/m2的极高热流密度。参见图3，是某高超声速飞行器的外部结构示意图，其中构件1为飞行器的翼前缘部位。参见图4，是该类飞行器翼前缘部位的弦向热流大小分布情况示意图。为了在飞行过程中维持飞行器的高升阻比，并且达到长时间工作和可重复使用的目的，必须采用非烧蚀的热防护方法来保持其外形。因此，针对图3中构件1（翼前缘结构）等高热流的关键部位，设计高效、合理的主动热防护方案对于高超声速飞行器的发展具有重要意义。
3.发散冷却是一种高效的、极具潜力的主动热防护方式，楔形前缘结构的发散冷却原理如图6所示，其作用机理是：冷却剂首先在多孔材料内部充分换热进行冷却，然后在结构表面形成气膜保护层隔绝热流。液态冷却剂由于比热容大，且在冷却过程中可以吸收大量的相变潜热，具有更强的冷却能力。然而在将使用液态冷却剂进行的发散冷却应用到实际结构上时，发现了存在如下问题：（1）当液态冷却剂在多孔材料中发生相变时，由于蒸汽阻塞效应，导致冷却剂注射压力、相变界面位置及结构温度出现持续波动，造成冷却系统的不稳定；（2）由于前缘结构表面气动热的非均匀分布，驻点区域承受的热流远大于下游结构，导致冷却过程中下游低热流密度区域会出现“冷却过度”的问题，即，还未相变的液态冷却剂流出多孔结构，造成冷却剂热沉的大量浪费，大大增加了冷却剂用量；（3）飞行器在再入飞行过程中，由于再入角度的存在，翼前缘结构两侧承受的热流密度不同，如图3所示，这使两侧的冷却需求存在差异，因此，为了实现均匀的冷却效果，避免冷却剂的浪费，对注射系统的控制要求大大增加；（4）液态冷却剂需要使用泵等高压注射系统来辅助驱动其从前缘多孔材料中流出，而注射系统不仅增加了空间和重量要求，还很难实现热流与冷却剂流量的精确控制匹配，获得均匀的冷却效果。
4.在飞行器负载和结构材料耐受温度的约束下，实现热防护系统的稳定运行具有重要意义。因此，有必要对基于液态冷却剂发散冷却的翼前缘热防护系统进行进一步设计、改进，提出一种稳定性更高、控制难度更小、质量更轻的主动热防护翼前缘结构。

技术实现要素：

5.为了实现在非均匀热流分布下实现前缘内层结构自适应均匀冷却的同时，提高外层发散冷却的稳定性，并增加飞行器的有效载荷，本发明提供一种用于再入高超声速飞行器的自驱动的主动热防护翼前缘构件。
6.用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件包括翼前缘1、顶壁面2
和底壁面9；翼前缘1的两端分别连接着顶壁面2的一端和底壁面9的一端，形成∧形的结构件；改进在于：所述翼前缘1由圆弧面和封闭直板构成的封闭的半圆管状，所述圆弧面为半圆管状，圆弧面的材料为多孔材料；所述顶壁面2和底壁面9之间设有依次连通的内冷通道6和储存袋8；所述内冷通道6为空心的梯形框，梯形框的顶部与翼前缘1的封闭直板之间由前连接管3连通，与翼前缘1的封闭直板相邻的前连接管3内设有节流阀4，与梯形框的顶部相邻的前连接管3内设有单向透气膜5；梯形框的底部与储存袋8之间由后连接管7连通；所述内冷通道6和储存袋8分别充满冷却剂，再入高超声速飞行器在飞行过程，当液态冷却剂被加热至沸点，内冷通道6内产生的冷却剂蒸汽向翼前缘1移动，在迅速增加的压力作用下冷却剂蒸汽穿过单向透气膜5和节流阀4，加速进入翼前缘1，在翼前缘1的多孔材料内部进行换热，并在自驱动主动热防护翼前缘构件的外表面形成气膜覆盖。
7.所述翼前缘1的圆弧面的多孔材料为镍基高温合金材料，所述圆弧面的圆心角为160
°
。
8.所述储存袋8的材料为热塑性弹性体材料，具体为热塑性动态硫化橡胶tpv（epdm/pp）。
9.所述冷却剂为水。
10.所述单向透气膜为vap单向透气膜。
11.所述节流阀4为直通式节流阀。
12.本发明用于再入高超声速飞行器的飞行工况为高度25千米，飞行马赫数6ma。
13.机理分析说明如下：飞行器在再入过程中，由于受到再入攻角的影响，翼前缘结构上迎风面承受的热流将明显高于背风面，如图3所示，这导致迎风面一侧内冷通道内的液体冷却剂升温较快，从而导致其中冷却剂密度的下降速率高于背风面一侧。当两侧液体冷却剂的密度差达到一定大小时，在再入加速度，即，与飞行器运动方向相反的加速度的作用下，就会在所述环形内冷通道内按照一定方向形成自然循环流动，该循环过程中冷却剂由低热流密度的区域流向高热流密度的区域。另外，循环过程中，液体冷却剂不断吸热，并在高热流密度区域内率先蒸发，产生的蒸汽泡随循环流动排出所述内冷通道，蒸汽在经过所述单向透气膜和所述节流阀后加速流向所述多孔前缘结构，然后在所述多孔前缘结构中与高温固体骨架进行充分换热后流出，最后在结构表面形成一层气膜用于阻挡外部热流。同时，所述弹性储存袋可以持续向所述内冷通道补充液体冷却剂。
14.本发明的有益技术效果体现在以下方面：1.本发明自驱动的主动热防护翼前缘构件能在不附加注射系统的情况下同时实现对飞行器翼前缘内、外结构的冷却，不仅可以通过自适应冷却减小冷却剂控制难度，还可以增强冷却系统稳定性，提高冷却剂利用率，减小热防护系统重量，增加飞行器有效载荷。本发明利用再入飞行器翼前缘两侧承受的热流密度差异造成的两侧流体密度差来驱动内冷通道内的冷却剂做循环流动，同时利用内冷通道内的蒸汽压力来驱动气相发散冷却，所有的冷却剂流动不再需要泵等驱动设备，节省了冷却系统所需空间并减小了冷却系统的质
量。
15.2.冷却剂在内冷通道内进行的循环流动及相变，可以吸收大量热量，实现对前缘内部结构的冷却，并且循环流速可根据热流差异自动调整，流速越大，冷却剂在高热部位的蒸发量（吸热量）越大，从而可以自适应地平衡前缘结构的冷却效果。冷却剂在内冷通道内进行循环流动，产生的蒸汽气泡可以随流动及时排出通道，有效避免了蒸汽气泡聚集带来的传热恶化现象，并将内冷通道的温度均匀地维持在冷却剂沸点附近，实现对前缘内部设备的保护。
16.3.利用内冷通道中产生的蒸汽在多孔结构内进行气相发散冷却，避免液态冷却剂直接进入多孔结构进行相变造成的蒸汽堵塞及震荡现象，大大增强了冷却系统的稳定性。
17.4.相变后的蒸汽在多孔结构内换热，相比液态冷却剂直接在多孔结构中进行发散冷却，避免了下游低热流密度区域“过度冷却”的出现，可以更加充分地利用蒸汽热沉，节省冷却剂用量。
18.5.相同工况下，自驱动的主动热防护翼前缘构件比传统的发散冷却结构，减少了泵等驱动设备，节省了大约30%的重量。
附图说明
19.图1为本发明自驱动主动热防护翼前缘构件结构示意图。
20.图2为图1的剖视图。
21.图3为某高超声速飞行器的外部结构示意图，其中构件1为飞行器的翼前缘部位。
22.图4为图3中该类飞行器翼前缘部位的弦向热流大小分布情况示意图。
23.图5为图3中该类飞行器翼前缘结构上迎风面承受的热流将明显高于背风面示意图。
24.图6为楔形前缘结构的发散冷却原理图。
25.图1-图3中序号：翼前缘1、顶壁面2、前连接管3、节流阀4、单向透气膜5、内冷通道6、后连接管7、储存袋8、底壁面9。
具体实施方式
26.下面结合附图，通过实施例对本发明作进一步的说明。
27.实施例1参见图1，用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件包括翼前缘1、顶壁面2和底壁面9；翼前缘1的两端分别焊接连接着顶壁面2的一端和底壁面9的一端，形成∧形的结构件；顶壁面2的横截面长度和底壁面9的横截面长度均为400mm。
28.改进在于：翼前缘1由圆弧面和封闭直板构成的封闭的半圆管状，所述圆弧面为半圆管状，圆弧面的材料为多孔材料，具体为镍基高温合金材料；圆弧面的内圆弧面的半径和外圆弧面的半径分别为35mm和50mm，对应的圆心角为160
°
。
29.参见图2，顶壁面2的材料和底壁面9的材料均为耐高温不锈钢。顶壁面2和底壁面9之间安装有依次连通的内冷通道6和储存袋8。内冷通道6为空心的梯形框，梯形框的顶部与翼前缘1的封闭直板之间由前连接管3连通，与翼前缘1的封闭直板相邻的前连接管3内安装有控制蒸汽出流速度的节流阀4，只允许蒸汽定向透过，节流阀4为直通式节流阀；与梯形框
的顶部相邻的前连接管3内安装有单向透气膜5，单向透气膜为vap单向透气膜，防止内冷通道6中的液体向外渗出。梯形框的底部与储存袋8之间由后连接管7连通。储存袋8的材料为热塑性弹性体材料，具体为热塑性动态硫化橡胶tpv（epdm/pp）。内冷通道6的壁厚为5mm，梯形框的两侧及底部的通道内高度为10mm；储存袋8的壁厚为5mm，当其完全充满液体时内径为150mm。内冷通道6和储存袋8分别充满冷却剂，冷却剂为水。
30.预先将冷却剂水封装在内冷通道6及弹性储存袋8内，当再入飞行器以一定攻角进行再入飞行时，参见图3和图5，翼前缘1两侧将承受的热流密度分布，由于翼前缘1两侧的热流密度差异，冷却剂水在两侧内冷通道6内的密度变化不同，在再入加速度的作用下，参见图4，就会在内冷通道6内形成自然循环流动。当液态冷却剂被加热至沸点后，内冷通道6内有水蒸汽产生并向翼前缘1移动，内冷通道6内压力迅速增加使蒸汽穿过单向透气膜5，然后通过节流阀4，加速流向翼前缘1的均匀多孔材料，在多孔材料内部进行换热，并在结构表面形成气膜覆盖，见图6。在冷却剂水流出的同时，储存袋8内封装的冷却剂水不断向内冷通道6进行补充，以保证内冷通道6内冷却剂水充足。
31.上述实施例中，根据再入飞行器的预留空间及实际工况的具体冷却需求，调整内冷通道6及储存袋8的形状及尺寸，以调整预先封装的液态冷却剂量。
32.本领域的技术人员容易理解，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：

1.用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，包括翼前缘（1）、顶壁面（2）和底壁面（9）；翼前缘（1）的两端分别连接着顶壁面（2）的一端和底壁面（9）的一端，形成∧形的结构件；其特征在于：所述翼前缘（1）由圆弧面和封闭直板构成的封闭的半圆管状，所述圆弧面为半圆管状，圆弧面的材料为多孔材料；所述顶壁面（2）和底壁面（9）之间设有依次连通的内冷通道（6）和储存袋（8）；所述内冷通道（6）为空心的梯形框，梯形框的顶部与翼前缘（1）的封闭直板之间由前连接管（3）连通，与翼前缘（1）的封闭直板相邻的前连接管（3）内设有节流阀（4），与梯形框的顶部相邻的前连接管（3）内设有单向透气膜（5）；梯形框的底部与储存袋（8）之间由后连接管（7）连通；所述内冷通道（6）和储存袋（8）分别充满冷却剂，再入高超声速飞行器在飞行过程，当液态冷却剂被加热至沸点，内冷通道（6）内产生的冷却剂蒸汽向翼前缘（1）移动，在迅速增加的压力作用下冷却剂蒸汽穿过单向透气膜（5）和节流阀（4），加速进入翼前缘（1），在翼前缘（1）的多孔材料内部进行换热，并在自驱动主动热防护翼前缘构件的外表面形成气膜覆盖。2.根据权利要求1所述用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，其特征在于：所述翼前缘（1）的圆弧面的多孔材料为镍基高温合金材料，所述圆弧面的圆心角为160
°
。3.根据权利要求1所述用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，其特征在于：所述储存袋（8）的材料为热塑性弹性体材料，具体为热塑性动态硫化橡胶tpv（epdm/pp）。4.根据权利要求1所述用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，其特征在于：所述冷却剂为水。5.根据权利要求1所述用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，其特征在于：所述单向透气膜为vap单向透气膜。6.根据权利要求1所述用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，其特征在于：所述节流阀（4）为直通式节流阀。

技术总结

本发明涉及用于再入高超声速飞行器的自驱动主动热防护翼前缘构件，属于飞行器热防护技术领域。包括翼前缘、顶壁面和底壁面；改进在于：翼前缘由圆弧面和封闭直板构成，圆弧面为半圆管状，材料为多孔材料；顶壁面和底壁面之间设有依次连通的充满冷却剂的内冷通道和储存袋；内冷通道的顶部与翼前缘的封闭直板之间由前连接管连通，前连接管内设有节流阀和单向透气膜；再入高超声速飞行器在飞行过程，当液态冷却剂被加热至沸点，内冷通道内产生的冷却剂蒸汽向翼前缘移动，在迅速增加的压力作用下冷却剂蒸汽穿过单向透气膜和节流阀，加速进入翼前缘，在翼前缘的多孔材料内部进行换热，并在自驱动主动热防护翼前缘构件的外表面形成气膜覆盖。气膜覆盖。气膜覆盖。