本發(fā)明涉及高速飛行器熱防護(hù)，具體是一種基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

1、高速飛行器（ma≥5）在現(xiàn)代航空航天領(lǐng)域占據(jù)著至關(guān)重要的地位，其對于科學(xué)探索以及未來空間開發(fā)等方面都具有不可估量的戰(zhàn)略價值。隨著技術(shù)的不斷進(jìn)步，高速飛行器正朝著更高速度、更長飛行時間以及更復(fù)雜任務(wù)的目標(biāo)持續(xù)邁進(jìn)。然而，這也導(dǎo)致飛行器表面要承受極端的熱載荷，同時遭受強大的氣動阻力，這對其材料選擇、結(jié)構(gòu)設(shè)計以及熱防護(hù)系統(tǒng)提出了嚴(yán)峻挑戰(zhàn)。

2、例如，當(dāng)飛行器以馬赫數(shù)10的速度在大氣層內(nèi)飛行時，其頭錐前緣的氣動加熱可導(dǎo)致總溫升至約3900k，而發(fā)動機內(nèi)部的燃燒加熱則使得工作溫度可以超過3000k。傳統(tǒng)的被動熱防護(hù)技術(shù)，如隔熱、熱沉和輻射散熱等，盡管它們也能提供一定的熱防護(hù)，但在面對高速飛行器日益增長的性能需求時已逐漸暴露出其局限性。因此，當(dāng)前的研究重點必須轉(zhuǎn)向更為高效、可靠的主動熱防護(hù)技術(shù)，以應(yīng)對高速飛行中遭遇的極端熱環(huán)境，為飛行器提供更高極限冷卻能力和更長時穩(wěn)定的熱防護(hù)。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、針對上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，本發(fā)明提供一種基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，實現(xiàn)對高速飛行器關(guān)鍵區(qū)域和全局的高效熱管理，并在一定程度上降低其在極端環(huán)境下遭遇的氣動阻力，不僅能夠應(yīng)對高速飛行過程中的嚴(yán)苛熱環(huán)境，還能有效提升飛行器的氣動性能和飛行效率，滿足其在大氣層內(nèi)高速、長時間、遠(yuǎn)距離飛行的熱防護(hù)需求。

2、為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，包括氣源供給裝置與氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)裝置；

3、所述氣源供給裝置包括設(shè)在飛行器內(nèi)部的自持通道、氣體儲箱、再生冷卻通道與噴霧冷卻組件，所述氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)裝置包括多孔介質(zhì)層與冷卻工質(zhì)供應(yīng)通道；

4、所述自持通道包括前段部分與后段部分，所述前段部分的第一端開口且位于飛行器的頭部，所述后段部分的第一端與所述前段部分的第二端相連，所述后段部分的第二端與所述氣體儲箱相連，以用于吸入高速來流并輸送至所述氣體儲箱；

5、所述再生冷卻通道設(shè)在所述前段部分的周圍，以利用低溫燃料進(jìn)行再生冷卻，實現(xiàn)對所述高速來流的第一次降溫；所述噴霧冷卻組件包括若干設(shè)在所述后段部分內(nèi)的噴霧冷卻器，以用于對所述高速來流進(jìn)行第二次降溫；

6、所述多孔介質(zhì)層設(shè)在所述飛行器的外表面，所述冷卻工質(zhì)供應(yīng)通道的一端與所述氣體儲箱相連，另一端延伸至所述多孔介質(zhì)層的內(nèi)表面，且所述冷卻工質(zhì)供應(yīng)通道上具有與所述多孔介質(zhì)層內(nèi)表面連通的開口。

7、在其中一個實施例，所述噴霧冷卻組件還包括儲水箱、供水管路與供氣管路；所述供水管路的一端與所述儲水箱相連，另一端分別與各所述噴霧冷卻器相連；所述供氣管路的一端與所述氣體儲箱相連，另一端分別與各所述噴霧冷卻器相連。

8、在其中一個實施例，所述供水管路包括供水主路以及若干供水支路，各所述供水支路與所述噴霧冷卻器一一對應(yīng)；所述供水主路的第一端與所述儲水箱相連，各所述供水支路的第一端與所述供水主路的第二端相連，各所述供水支路的第二端分別與對應(yīng)所述噴霧冷卻器相連，所述供水主路上設(shè)有第一止回閥與水路電磁閥，各所述供水支路上設(shè)有第一流量閥；

9、所述供氣管路包括供氣主路以及若干供氣支路，各所述供氣支路與所述噴霧冷卻器一一對應(yīng)；所述供氣主路的第一端與所述氣體儲箱相連，各所述供氣支路的第一端與所述供氣主路的第二端相連，各所述供氣支路的第二端分別與對應(yīng)所述噴霧冷卻器相連，所述供氣主路上設(shè)有第二止回閥、氣路電磁閥與壓力調(diào)節(jié)閥，各所述供氣支路上設(shè)有第二流量閥。

10、在其中一個實施例，所述噴霧冷卻器在所述后段部分內(nèi)成對出現(xiàn)且沿氣體的流向間隔部分；成對的兩所述噴霧冷卻器對稱設(shè)在所述后段部分的通道壁上，且其中任意一所述噴霧冷卻器均位于另一所述噴霧冷卻器的噴霧場內(nèi)。

11、在其中一個實施例，相鄰兩對所述噴霧冷卻器之間的間距沿氣體的流向逐漸增大。

12、在其中一個實施例，所述后段部分的通道壁上且對應(yīng)每一對所述噴霧冷卻器下游的位置均設(shè)有溫度傳感器，且所述溫度傳感器的探測面與所述后段部分的通道壁平齊。

13、在其中一個實施例，所述再生冷卻通道為盤繞在所述前段部分外壁上的螺旋流道。

14、在其中一個實施例，所述冷卻工質(zhì)供應(yīng)通道設(shè)有第三流量閥。

15、在其中一個實施例，所述多孔介質(zhì)層的孔隙率為10%~70%、厚度為2~20mm。

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

17、1.本發(fā)明利用自持通道引入弓形激波后的高溫高壓來流，通過獨特的二次降溫設(shè)計以及氣體儲箱的自然增壓機制，實現(xiàn)了氣態(tài)冷卻劑的穩(wěn)定輸送，相較于傳統(tǒng)的發(fā)汗冷卻系統(tǒng)往往依賴大量冷卻劑來滿足熱防護(hù)需求，本發(fā)明大幅減少了飛行器所需攜帶冷卻劑的質(zhì)量，在保證冷卻效率的同時提高了飛行器的續(xù)航能力；

18、2.本發(fā)明利用氣體儲箱的自然增壓為噴霧冷卻和發(fā)汗冷卻的冷卻工質(zhì)提供穩(wěn)定的驅(qū)動壓力，使得氣體儲箱不僅作為冷卻介質(zhì)的儲存和輸送單元，還通過其自然增壓特性為噴霧冷卻器提供動力，實現(xiàn)了冷卻介質(zhì)和動力的一體化供應(yīng)，另外還取消了泵送冷卻劑的需求，不僅大幅降低了飛行器的整體負(fù)荷，提高了飛行性能，還增強了系統(tǒng)整體的可靠性和維護(hù)的簡便性；

19、3.本發(fā)明在優(yōu)選方案中通過對稱布置噴霧冷卻器，從而有效避免噴霧冷卻器周圍的氣體溫度過高，從而提高噴霧冷卻器的使用壽命，降低維護(hù)成本；

20、4.本發(fā)明在優(yōu)選方案中通過在后段部分內(nèi)布置溫度傳感器，從而能夠?qū)崟r監(jiān)測高溫高壓來流的降溫效果，進(jìn)而能夠?qū)崟r調(diào)整各個噴霧冷卻器的噴霧量。

技術(shù)特征：

1.一種基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，包括氣源供給裝置與氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)裝置；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述噴霧冷卻組件還包括儲水箱、供水管路與供氣管路；

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述供水管路包括供水主路以及若干供水支路，各所述供水支路與所述噴霧冷卻器一一對應(yīng)；所述供水主路的第一端與所述儲水箱相連，各所述供水支路的第一端與所述供水主路的第二端相連，各所述供水支路的第二端分別與對應(yīng)所述噴霧冷卻器相連，所述供水主路上設(shè)有第一止回閥與水路電磁閥，各所述供水支路上設(shè)有第一流量閥；

4.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述噴霧冷卻器在所述后段部分內(nèi)成對出現(xiàn)且沿氣體的流向間隔部分；

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，相鄰兩對所述噴霧冷卻器之間的間距沿氣體的流向逐漸增大。

6.根據(jù)權(quán)利要求4所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述后段部分的通道壁上且對應(yīng)每一對所述噴霧冷卻器下游的位置均設(shè)有溫度傳感器，且所述溫度傳感器的探測面與所述后段部分的通道壁平齊。

7.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述再生冷卻通道為盤繞在所述前段部分外壁上的螺旋流道。

8.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述冷卻工質(zhì)供應(yīng)通道設(shè)有第三流量閥。

9.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于，所述多孔介質(zhì)層的孔隙率為10%~70%、厚度為2~20mm。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種基于自持通道供給的氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)系統(tǒng)，包括氣源供給裝置與氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)裝置；氣源供給裝置包括自持通道、氣體儲箱、再生冷卻通道與噴霧冷卻組件，氣相發(fā)汗冷卻熱防護(hù)裝置包括多孔介質(zhì)層與冷卻工質(zhì)供應(yīng)通道；自持通道包括前段部分與后段部分，用于吸入高速來流并輸送至氣體儲箱；再生冷卻通道設(shè)在前段部分的周圍，對高速來流的第一次降溫；噴霧冷卻組件包括若干設(shè)在后段部分內(nèi)的噴霧冷卻器，對高速來流進(jìn)行第二次降溫；多孔介質(zhì)層設(shè)在飛行器的外表面。本發(fā)明應(yīng)用于高速飛行器熱防護(hù)技術(shù)領(lǐng)域，大幅減少了飛行器所需攜帶冷卻劑的質(zhì)量，在保證冷卻效率的同時提高了飛行器的續(xù)航能力。

技術(shù)研發(fā)人員：王宇楠,羅振兵,王林,周巖,彭文強,劉強,謝瑋,周藝,杜明杰
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國人民解放軍國防科技大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/15