[發(fā)明專利]一種應(yīng)用于可往返式高超聲速飛行器頭錐表面的發(fā)散和氣膜雙冷卻系統(tǒng)在審
| 申請?zhí)枺?/td> | 202010572714.5 | 申請日： | 2020-06-22 |
| 公開（公告）號： | CN111688908A | 公開（公告）日： | 2020-09-22 |
| 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人： | 李育隆;周瀅;王領(lǐng)華;余群 | 申請（專利權(quán)）人： | 北京航空航天大學(xué);中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 |
| 主分類號： | B64C1/38 | 分類號： | B64C1/38;B64D13/00;B64G1/58;B64C30/00 |
| 代理公司： | 暫無信息 | 代理人： | 暫無信息 |
| 地址： | 100191*** | 國省代碼： | 北京;11 |
| 權(quán)利要求書： | 查看更多 | 說明書： | 查看更多 |
| 摘要： | |||
| 搜索關(guān)鍵詞： | 一種 應(yīng)用于 往返 高超 聲速 飛行器 表面 發(fā)散 和氣 冷卻系統(tǒng) | ||
1.本發(fā)明提供了一種應(yīng)用于可往返式高超聲速飛行器頭錐表面的發(fā)散與氣膜雙冷卻系統(tǒng)，其特征在于，包括可往返式高超聲速飛行器頭錐(17)、發(fā)散冷卻系統(tǒng)、氣膜冷卻系統(tǒng)；
所述發(fā)散冷卻系統(tǒng)，包括儲水箱(1)、冷卻水輸送管路、冷液腔(5)、多孔壁面(6)及相應(yīng)的附件系統(tǒng)；
所述氣膜冷卻系統(tǒng)，包括液氮罐(7)、氣化裝置(11)、加速裝置(13)、液氮輸送管路、冷氣腔(15)、氣膜孔陣列(16)以及相應(yīng)的附件系統(tǒng)；
所述冷卻水輸送管路，包括依次連接的泵(2)、第一流量計(jì)(3)以及相應(yīng)管道；
所述冷卻水輸送管路，還包括設(shè)置于第一流量計(jì)(3)后的第一壓力傳感器(4)；
所述液氮罐(7)，為自增壓的液氮罐；
所述液氮輸送管路，包括依次連接的閥(8)、氣化裝置(11)、加速裝置(13)、第二流量計(jì)(14)以及相應(yīng)管道；
所述液氮輸送管路，還包括設(shè)置于閥與氣化裝置之間的第二壓力傳感器(10)與第一溫度傳感器(9)；
所述液氮輸送管路，還包括設(shè)置于氣化裝置與加速裝置之間的第三壓力傳感器(12)；
所述高超聲速飛行器頭錐(17)，其表面分為兩個(gè)區(qū)域，包含駐點(diǎn)的駐點(diǎn)區(qū)(18)和不包含駐點(diǎn)的非駐點(diǎn)區(qū)(19)；所述多孔壁面(6)設(shè)置于所述頭錐表面駐點(diǎn)區(qū)(18)，且與設(shè)置于頭錐駐點(diǎn)區(qū)內(nèi)部的所述冷液腔(5)相連；所述氣膜孔陣列(16)設(shè)置于所述頭錐表面非駐點(diǎn)區(qū)(19)，且與設(shè)置于頭錐非駐點(diǎn)區(qū)內(nèi)部的所述冷氣腔(15)相連；
所述頭錐表面駐點(diǎn)區(qū)的邊界線與所述飛行器頭錐的中軸線(20)之間的夾角為25°；
所述發(fā)散與氣膜雙冷卻系統(tǒng)，所述頭錐表面駐點(diǎn)區(qū)(18)采用發(fā)散冷卻，冷卻劑為液態(tài)水，所述頭錐表面非駐點(diǎn)區(qū)(19)采用氣膜冷卻，冷卻劑為氮?dú)猓凰霭l(fā)散冷卻系統(tǒng)與所述氣膜冷卻系統(tǒng)獨(dú)立工作。
2.一種使用權(quán)利要求1中所述的發(fā)散冷卻系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對所述頭錐表面駐點(diǎn)區(qū)發(fā)散冷卻的方法，其特征在于，其步驟為：
1)保證儲水箱(1)中儲存足量的液態(tài)冷卻水后，啟動所述泵(2)抽取冷卻水，通過輸送管路到達(dá)冷液腔(5)；
2)在冷液腔(5)中儲存的冷卻水經(jīng)過多孔壁面(6)的減壓汽化后排出，在所述頭錐表面駐點(diǎn)區(qū)(18)形成保護(hù)氣膜，同時(shí)冷卻水汽化吸收熱量，冷卻所述頭錐表面駐點(diǎn)區(qū)(18)。
3.如權(quán)利要求2所述的發(fā)散冷卻的方法，其特征在于，還包括：
當(dāng)所述第一壓力傳感器(4)返回的壓力信號過低，即進(jìn)入冷液腔(5)中的冷卻水壓力不足時(shí)，增大泵(2)的功率，確保進(jìn)入冷液腔(5)中冷卻水的壓力足夠高。
4.一種使用權(quán)利要求1中所述的氣膜冷卻系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)對所述頭錐表面非駐點(diǎn)區(qū)發(fā)散冷卻的方法，其特征在于，其步驟為：
1)保證液氮罐(7)儲存足量的高壓液氮后，打開閥(8)，液氮通過氣化裝置(11)變?yōu)闅怏w；
2)氮?dú)饨?jīng)過加速裝置(13)加速進(jìn)入冷氣腔(15)，在冷氣腔中儲存的氮?dú)馔ㄟ^氣膜孔陣列(16)排出，在頭錐表面非駐點(diǎn)區(qū)形成保護(hù)氣膜。
5.如權(quán)利要求4所述的氣膜冷卻的方法，其特征在于，還包括：
當(dāng)所述第二壓力傳感器(10)返回的壓力信號過低，即氣化后的氮?dú)鈮毫Σ蛔銜r(shí)，增大閥(2)的開度，確保氣化后的氮?dú)鈮毫ψ銐蚋撸划?dāng)所述第一溫度傳感器(9)范圍的溫度信號過高，即氣化后的氮?dú)鉁囟冗^高時(shí)，增大氣化裝置(11)的功率，確保氣化后的氮?dú)鉁囟茸銐虻停划?dāng)所述第三壓力傳感器(12)返回的壓力信號過低，即加速后的氮?dú)鈮毫Σ蛔銜r(shí)，增大加速裝置的功率，確保加速進(jìn)入冷氣腔(15)的氮?dú)鈮毫ψ銐蚋摺?/p>
6.如權(quán)利1所述的發(fā)散與氣膜雙冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述氣膜孔陣列靠近駐點(diǎn)區(qū)的第一個(gè)氣膜孔的中軸線與所述飛行器頭錐的中軸線之間的夾角為5°到10°。
7.如權(quán)利1所述的發(fā)散冷卻系統(tǒng)，其特征在于，所述多孔壁面的孔隙率在0.5至0.9之間，平均孔徑在40μm到60μm之間。
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