本發(fā)明涉及空天飛行器的熱防護(hù)，具體是一種含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)。

背景技術(shù)：

1、在高速飛行過程中，空天飛行器前緣部位會(huì)遭受極端熱流沖擊，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)溫度急劇升高，甚至可達(dá)數(shù)千攝氏度。這種高溫環(huán)境不僅會(huì)引起材料性能的退化，還可能導(dǎo)致結(jié)構(gòu)完整性的破壞，嚴(yán)重影響飛行器的安全性和可持續(xù)飛行能力。因此，如何有效降低前緣的熱負(fù)荷，提升熱防護(hù)系統(tǒng)的冷卻效率，是高超聲速飛行器設(shè)計(jì)中亟待解決的關(guān)鍵問題。

2、從氣動(dòng)設(shè)計(jì)角度，減小前緣半徑有助于降低波阻，但卻會(huì)顯著增加峰值熱流，進(jìn)而影響熱環(huán)境?，F(xiàn)有研究表明尖銳前緣的熱流密度與半徑平方的倒數(shù)成正比。因此，當(dāng)前緣半徑在?1?mm?甚至微米級(jí)范圍內(nèi)時(shí)，熱流密度可達(dá)到極高水平，這使得傳統(tǒng)的被動(dòng)熱防護(hù)手段（如高溫耐熱材料和燒蝕材料）難以長(zhǎng)期承受高溫沖擊。尖銳前緣駐點(diǎn)處的熱流密度和壓力遠(yuǎn)高于其他區(qū)域，且沿程變化劇烈，這導(dǎo)致常規(guī)發(fā)汗冷卻的冷卻效果不均衡，甚至進(jìn)一步加劇了局部過熱的問題。

3、目前，多孔材料發(fā)汗冷卻是一種常見的主動(dòng)熱防護(hù)方案，通過內(nèi)部多孔介質(zhì)與冷卻劑充分換熱，同時(shí)滲透到表面形成一層氣膜覆蓋層來降低表面溫度。然而，在尖銳前緣的應(yīng)用中，該技術(shù)仍然存在一定局限性，主要包括：

4、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度不足：高孔隙率的多孔材料在小半徑前緣處難以維持足夠的機(jī)械強(qiáng)度；冷卻劑消耗過多、冷卻不均勻：駐點(diǎn)區(qū)域冷卻劑供應(yīng)不足，而尾緣處可能過量冷卻，整體熱防護(hù)效果不佳。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，本發(fā)明提供一種含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，與傳統(tǒng)多孔材料不同，該主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)根據(jù)熱流和物面壓力的分布，在駐點(diǎn)附近的前緣內(nèi)部構(gòu)建了精確設(shè)計(jì)的冷卻微通道，使冷卻劑按照設(shè)定路徑流動(dòng)，通過微通道截面控制冷卻劑流量，在更好滿足結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的前提下實(shí)現(xiàn)更為有效均勻的冷卻效果。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，包括具有尖銳前緣的微通道材料層，所述微通道材料層內(nèi)設(shè)有冷卻劑腔；

3、所述微通道材料層上設(shè)有狹縫結(jié)構(gòu)的第一微通道，所述第一微通道的第一端與所述冷卻劑腔連通，所述第一微通道的第二端位于所述微通道材料層上對(duì)應(yīng)前緣駐點(diǎn)的位置；

4、所述微通道材料層上還設(shè)有若干柱形結(jié)構(gòu)的第二微通道，各所述第二微通道的第一端與所述冷卻劑腔連通；在所述微通道材料層的展向與弦向上，各所述第二微通道的第二端均間隔分布在所述微通道材料層的外壁上；

5、位于所述微通道材料層同一展向上的各所述第二微通道的流道截面積相同，沿所述微通道材料層的弦向，各所述第二微通道的流道截面積依次減小。

6、在其中一個(gè)實(shí)施例，沿第一端到第二端的方向上，所述第一微通道的流道截面積逐漸縮小。

7、在其中一個(gè)實(shí)施例，所述第二微通道的第一端設(shè)有節(jié)流孔；

8、沿第一端到第二端的方向上，所述第二微通道的流道截面積逐漸擴(kuò)大。

9、在其中一個(gè)實(shí)施例，所述第二微通道為圓柱形通道。

10、在其中一個(gè)實(shí)施例，在所述微通道材料層的弦向上，第1個(gè)所述第二微通道的第一端直接與所述冷卻劑腔連通，第i個(gè)所述第二微通道的第一端開設(shè)在第i-1個(gè)所述第二微通道的通道壁上；

11、其中，i=2~n，n為所述微通道材料層上壁面或下壁上沿弦向的第二微通道數(shù)量。

12、在其中一個(gè)實(shí)施例，根據(jù)熱流和壓力分布將所述微通道材料層前緣區(qū)域的外表面分為高熱流高壓區(qū)域、中等熱流中壓區(qū)域、低熱流低壓區(qū)域；

13、所述高熱流高壓區(qū)域位于所述前緣駐點(diǎn)對(duì)應(yīng)的區(qū)域，所述中等熱流中壓區(qū)域位于所述微通道材料層上壁面、下壁面且與所述高熱流高壓區(qū)域相鄰，所述低熱流低壓區(qū)域位于所述微通道材料層上壁面、下壁面且與所述中等熱流中壓區(qū)域相鄰；

14、定義所述高熱流高壓區(qū)域與中等熱流中壓區(qū)域之間的分界線為第一界限，定義所述中等熱流中壓區(qū)域與低熱流低壓區(qū)域之間的分界線為第二界限，定義所述微通道材料層上的前緣界限為第三界限；

15、在所述微通道材料層上壁面或下壁面上沿弦向的所述第二微通道數(shù)量均為三個(gè)，其中第1個(gè)所述第二微通道的第二端位于所述第一界限處，第2個(gè)所述第二微通道的第二端位于所述第二界限處，第3個(gè)所述第二微通道的第二端位于所述第三界限處。

16、在其中一個(gè)實(shí)施例，各所述第二微通道第二端的出流方向與來流方向的夾角小于。

17、在其中一個(gè)實(shí)施例，所述微通道材料層采用鎳基高溫合金材料制成。

18、在其中一個(gè)實(shí)施例，所述冷卻劑腔的冷卻劑為液態(tài)水。

19、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益技術(shù)效果：

20、1.本發(fā)明在尖銳前緣的駐點(diǎn)區(qū)域設(shè)置狹縫結(jié)構(gòu)的第一微通道，同時(shí)根據(jù)熱流密度在前緣的其它區(qū)域布置柱形結(jié)構(gòu)且流道截面積逐漸減小的第二微通道，通過梯級(jí)分布的微通道設(shè)計(jì)，從而能夠根據(jù)不同區(qū)域的熱流和壓力特性，精確分配冷卻劑流量比例，保證了飛行器尖銳前緣駐點(diǎn)的有效冷卻，和緊鄰區(qū)的高效均溫冷卻；

21、2.本發(fā)明在優(yōu)選方案中將狹縫結(jié)構(gòu)的第一微通道設(shè)計(jì)為漸縮流道，從而能夠在駐點(diǎn)高熱流區(qū)域通過導(dǎo)流設(shè)計(jì)使得冷卻劑根據(jù)熱流合理分配，大大減少了冷卻劑的用量，提升了冷卻劑的換熱效率；

22、3.本發(fā)明在優(yōu)選方案中將第二微通道第二端的出流方向與來流方向的夾角設(shè)計(jì)為小于90°，從而使得冷卻劑在飛行器表面形成氣膜，抬高附面層，進(jìn)而有效隔離熱流的傳遞，進(jìn)一步提高了冷卻效率，確保飛行器表面溫度的穩(wěn)定；

23、4.本發(fā)明在優(yōu)選方案中采用鎳基高溫合金材料制成微通道材料層，使得主動(dòng)冷卻結(jié)果具備優(yōu)秀的耐高溫和抗腐蝕性能，能夠在高溫環(huán)境下長(zhǎng)期穩(wěn)定運(yùn)行。

技術(shù)特征：

1.一種含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，包括具有尖銳前緣的微通道材料層，所述微通道材料層內(nèi)設(shè)有冷卻劑腔；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，沿第一端到第二端的方向上，所述第一微通道的流道截面積逐漸縮小。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第二微通道的第一端設(shè)有節(jié)流孔；

4.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述第二微通道為圓柱形通道。

5.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，在所述微通道材料層的弦向上，第1個(gè)所述第二微通道的第一端直接與所述冷卻劑腔連通，第i個(gè)所述第二微通道的第一端開設(shè)在第i-1個(gè)所述第二微通道的通道壁上；

6.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，根據(jù)熱流和壓力分布將所述微通道材料層前緣區(qū)域的外表面分為高熱流高壓區(qū)域、中等熱流中壓區(qū)域、低熱流低壓區(qū)域；

7.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，各所述第二微通道第二端的出流方向與來流方向的夾角小于90°。

8.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述微通道材料層采用鎳基高溫合金材料制成。

9.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述冷卻劑腔的冷卻劑為液態(tài)水。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種含可設(shè)計(jì)性微通道的高速飛行器尖銳前緣主動(dòng)冷卻結(jié)構(gòu)，包括具有尖銳前緣的微通道材料層，其內(nèi)設(shè)有冷卻劑腔；微通道材料層上設(shè)有狹縫結(jié)構(gòu)的第一微通道，第一微通道的第一端與冷卻劑腔連通，第二端位于前緣駐點(diǎn)的位置；微通道材料層上設(shè)有若干柱形的第二微通道，第二微通道的第一端與冷卻劑腔連通，第二端間隔分布在微通道材料層的外壁上；沿微通道材料層的弦向，各第二微通道的流道截面積依次減小。本發(fā)明應(yīng)用于空天飛行器的熱防護(hù)領(lǐng)域，通過分析外流環(huán)境的壓力和熱流分布，在駐點(diǎn)附近的前緣內(nèi)部構(gòu)建精確設(shè)計(jì)的冷卻微通道，使冷卻劑按照設(shè)定路徑分配流量，在更好滿足結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性的前提下實(shí)現(xiàn)更為有效和均勻的冷卻效果。

技術(shù)研發(fā)人員：唐萍,吳繼平,張家齊,汪元
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)人民解放軍國(guó)防科技大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15