专利名称：一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道的制作方法
技术领域：
本发明涉及发动机壁面冷却技术，具体涉及超燃冲压、火箭发动机高热流 壁面冷却结构。
技术背景超燃冲压发动机、火箭发动机的燃烧室压力高，经过燃烧室壁面的热流密度大，燃气温度在250(TC左右远远超出了发动机材料所能承受的温度。.发动 机内部的复杂激波波系、燃烧脉动和燃烧振荡导致壁面的换热条件变化很大， 在此环境条件下很容易引起燃烧室局部热流密度过大，局部壁面温度过高，很 短的时间内燃烧室壁面就可能被烧毁。因此防止发动机壁面过热是发动机热防 护的核心问题之一。超燃冲压发动机、火箭发动机内部激波附面层相互作用导 致局部剧烈换热是产生最大局部热流的原因之一。激波附面层干涉后很容易出 现分离区，并在分离区中温度和热交换系数局部达到最大值，并同时存在局部 最小值。激波附面层干涉附近的壁面热流急剧提高，大大高于附近壁面的热流。 超燃冲压发动机内部的激波系位置变化剧烈，随着工况的变化最大热流点可能 出现遍历发动机燃烧室的各个位置。超燃冲压发动机、火箭发动机等巡航飞行 时间长，对燃料冷却剂的需求量较大。 一般这些发动机是采用推进用的燃料作 为冷却剂，由于高度和近乎匀速飞行导致推进用燃料在巡航飞行中流量较小， 很多工况下小于需求的燃料冷却流量，冷却效果差，飞行器发动机中最大局部 热流区域位置的宽范围剧烈变化会导致下列问题现有固定结构的冷却通道燃 料冷却剂的流量较少，满足不了冷却的需求，难以达到理想的冷却效果。 发明内容本发明为了解决现有超燃冲压发动机、火箭发动机内部的复杂激波錄系、 燃烧脉动和燃烧振荡导致壁面的换热条件变化很大，在此环境条件下很容易引 起燃烧室局部热流密度过大，局部壁面温度过高，在很短的时间内燃烧室壁面 就可能被烧毁；巡航飞行时间长，对冷却剂的需求量较大，而发动机采用推进 用的燃料作为冷却剂，由于高度和近乎匀速飞行导致推进用燃料在巡航飞行中
冷却通道内的燃料流量较少，冷却效果差的问题，提供了一种超燃冲压发.动机、 火箭发动机的冷却换热通道，解决上述问题的具体技术方案如下本发明由发动机冷却通道l、发动机壁2和温度记忆合金层3组成，温度记忆合金层3平行设在发动机冷却通道1的下部，温度记忆合金层3的上表面 为发动机冷却通道1的内壁，温度记忆合金层3的下表面靠近发动机燃烧室4 的壁上，温度记忆合金层3的两端分别与冷却通道1的入口和出口的发动机壁 2连接。温度记忆合金层3是经训练的，转换温度点为900 100(TC，当转换温度 点小于900 100(TC时，温度记忆合金层3呈平坦形状，当转换温度点大于 900 100(TC时，温度记忆合金层3为向上凸起、粗糙的强化换热形状7。本发明采用温度记忆合金层3在新的高温区到来时温度记忆合金层3又转 变为强化换热的形状，温度记忆合金层3随温度的变化进行自适应转换，在各 种工况下即使冷却通道l内燃料冷却剂流量较少时也能换来较好的冷却效果。 采用温度记忆合金层3结构基本上没有增加发动机的重量；形状记忆材料兼有 传感和驱动的双重功能，实现了壁面局部热流控制的微型化和智能化；同时这 一结构没有机械/电子的测量反馈等元件，结构简单、可靠。
图1是转换温度点小于900 100(TC时温度记忆合金层3结构示意图，图 2是转换温度点大于900 1000。C时温度记忆合金层3为向上凸起、粗f寧的强 化换热形状的示意图。图中4是燃烧室侧，6是燃烧室中局部高温区，7是温 度记忆合金层3凸起的形状示意图。
具体实施方式
具体实施方式
一结合图l、图2描述本实施方式。本实施方式由发动机 冷却通道l、发动机壁2和温度记忆合金层3组成，温度记忆合金层3平行设 在发动机冷却通道1的下部，温度记忆合金层3的上表面为发动机冷却通道1 的内壁，温度记忆合金层3的下表面靠近发动机燃烧室4的壁上，温度记忆合 金层3的两端分别与冷却通道1的入口和出口的发动机壁2连接。
具体实施方式
二本实施方式的温度记忆合金层3是经训练的，转换温度 为900 1000。C，当转换温度小于900 1000。C时，温度记忆合金层3呈平坦
形状，当转换温度点大于900 100(TC时，温度记忆合金层3为向上凸起、粗 糙的强化换热形状7。在发动机壁面温度低于转换温度点，温度记忆合金层3为平坦的形状，这 时传热为正常传热。当发动机局部壁面附近出现激波附面层干涉或者压比增大 引起进入燃烧室的气流温度急剧升高等情况导致部分区域的壁面温度上升时， 冷却通道l内的温度也随之升高，当冷却通道l靠近燃烧室侧的温度高于温度记 忆合金层3的转换温度时，温度记忆合金层3将在高温下变化为凸起、粗糙度强 化的换热结构形态，这将导致这一局部流动的强化换热，因此冷却通道l内冷 却介质在凸起位置带走的热量将大于记忆合金层3平坦时的热量，有效地避免 了由于冷却效率差造成局部高温引起局部壁面烧损的问题。当发动机壁面高温 区转移时，原来的壁面温度下降至温度记忆合金层3的转换温度以下温度记忆 合金层3恢复为原来的平坦形状；而在新的高温区到来时温度记忆合金层3又转 变为强化换热的形状，温度记忆合金层3随温度的变化进行自适应转换，达到 理想的冷却效果的目的。
权利要求
1、一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它由发动机冷却通道(1)、发动机壁(2)和温度记忆合金层(3)组成，其特征在于温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道1的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。
2、 根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热 通道，其特征在于温度记忆合金层(3)是经训练的，转换温度点为900 1000 。C。
3、 根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热 通道，其特征在于当转换温度点小于900 100(TC时，温度记忆合金层(3) 呈平坦形状。
4、 根据权利要求1所述的一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热 通道，其特征在于当转换温度点大于900 100(TC时，温度记忆合金层(3) 局部为向上凸起、粗糙的强化换热形状(7)。
全文摘要
一种超燃冲压发动机、火箭发动机的冷却换热通道，它涉及发动机壁面冷却技术。它解决了现有采用推进用的燃料作为冷却剂，导致推进用燃料在巡航飞行中冷却通道内的流量较少，达不到理想冷却效果的问题。本发明的温度记忆合金层(3)平行设在发动机冷却通道(1)的下部，温度记忆合金层(3)的上表面为发动机冷却通道(1)的内壁，温度记忆合金层(3)的下表面靠近发动机燃烧室(4)的壁上，温度记忆合金层(3)的两端分别与冷却通道(1)的入口和出口的发动机壁(2)连接。本发明的温度记忆合金层(3)的形状能有效地响应燃烧室内部局部高温区域的变化而随之改变，在各种工况下即使冷却通道内冷却剂流量较少时也能换来较高的冷却效果。
文档编号F02K7/10GK101149028SQ20071014460
公开日2008年3月26日 申请日期2007年11月14日 优先权日2007年11月14日
发明者于达仁, 周伟星, 段艳娟, 文 鲍 申请人:哈尔滨工业大学