自适应主动热防护装置及飞行器的制造方法
【专利摘要】本发明提供一种自适应主动热防护装置及飞行器，该热防护装置包括：至少一条设置在机体前缘内部的排气通道和一用于储存冷却工质的贮藏箱；所述排气通道的进气孔设置在机体尖化前缘的迎流面，所述排气通道的出气孔设置在机体尖化前缘的背流面；所述贮藏箱靠近进气孔的一侧设置有能随所述进气孔压力增加而产生变形并挤压贮藏箱内部冷却工质的柔性隔膜，所述贮藏箱通过排液口与所述出气孔连通。飞行器在飞行过程中，利用进气孔与出气孔之间的气流压差，将贮藏箱内的冷却工质主动喷洒在前缘尖端，进而降低尖端温度，尖化前缘附近的气流场不受干扰，且不会增加前缘的阻力。
【专利说明】自适应主动热防护装置及飞行器
【技术领域】
[0001]本发明涉及高超声飞行器前缘气动热防护技术，尤其涉及一种自适应主动热防护装置及飞行器，特别适用于具有尖化前缘飞行器(如吸气式高超声速飞行器等)的前缘热防护。
【背景技术】
[0002]飞行器在大气层内高速飞行时，飞行器周围的空气受到强烈的压缩和剧烈的摩擦作用，气流的大部分动能转化为热能，使飞行器周围的温度急剧升高，高温气体对飞行器进行加热，气动热问题也由此产生。时至今日，热防护仍是各类高速航空器及航天器设计中所必需考虑的重要问题。热防护问题以飞行器前缘气动加热最为突出，这一区域的气动加热主要源自高速运动的气流碰撞至飞行器前缘后迅速滞止，大量的分子动能转化为热能。一般而言，这一区域是整个飞行器气动加热最为严重的区域。
[0003]气动热防护问题是一个复杂的多学科问题，与飞行器的外形、材料及结构等均直接相关。现有的技术手段除采用先进的耐热材料(如碳-碳、碳-硅复合材料等)外，前缘热防护一般通过钝化、喷流、增加支杆等手段改变飞行器外形及其周围流场，达到减小前缘区域热流之目的。钝化防热的主要原理是利用驻点热流与当地钝化半径成反比例的关系，将飞行器前缘进行钝化处理以减小热流。这一方式应用最为广泛。但降低前缘热流的同时，飞行器的阻力将不可避免的增加。喷流法是在驻点附近开孔，从孔中喷射出与来流方向相反的液体来降低驻点区域的热流，但这一方法会破坏整个驻点区域的流场。支杆方法是在飞行器前缘探出一根细杆，在飞行中，通过支杆的烧蚀来保护飞行器的前缘，这一方法同样会破坏前缘附近的流场。在上述基础上，还有学者提出凹腔法、支杆喷流法、气动盘法、溢流法等新概念，但这些方法仍处于研究探索阶段。
[0004]从目前的实际应用看，直接钝化防热仍是最为简单且应用最为广泛的方法。然而，钝化防热需以牺牲飞行器的气动性能为代价，应用时必须在减阻和热防护之间进行平衡。此外，对于乘波体或高超声速吸气式飞行器等新型飞行器而言，机体和发动机完全耦合，这就需要飞行器前缘必须采用尖化前缘，而且前缘附近的流场不应受到干扰。这一问题直接促进了新型热防护系统的研究，本发明主要针对这一背景和需求提出。
【发明内容】
[0005]本发明提供一种自适应主动热防护装置及飞行器，用于克服现有技术中的缺陷，具有自适应功能，且飞行器前缘附近的气流场不受干扰，不增加飞行器前缘的阻力。
[0006]本发明提供一种自适应主动热防护装置，包括:
[0007]至少一条设置在机体前缘内部的排气通道和一用于储存冷却工质的贮藏箱；
[0008]所述排气通道具有进气孔和用于将所述储藏箱内冷却工质喷向机体尖化前缘尖端的出气孔；
[0009]所述排气通道的进气孔设置在所述机体尖化前缘的迎流面，所述排气通道的出气孔设置在机体尖化前缘的背流面；
[0010]所述贮藏箱靠近进气孔的一侧设置有能随所述进气孔压力增加而产生变形并挤压贮藏箱内部冷却工质的柔性隔膜，所述贮藏箱通过排液口与所述出气孔连通。
[0011]其中:
[0012]所述排液口与所述出气孔之间的排气通道上设置有流量调节阀。
[0013]进一步地:
[0014]所述贮藏箱的排液口连接有导流管；
[0015]所述导流管形成所述贮藏箱与所述出气孔之间的排气通道；
[0016]所述流量调节阀安装在所述导流管上。
[0017]特别是:
[0018]所述出气孔与所述导流管之间具有一喷腔；
[0019]所述喷腔连通所述出气孔与所述导流管。
[0020]在上述实施例的基础上:
[0021 ] 所述机体尖化前缘具有尖端；
[0022]所述尖端后部具有一台阶面；
[0023]所述进气孔设置在该台阶面上。
[0024]其中:
[0025]所述尖端设置有导热罩。
[0026]进一步地:
[0027]所述导热罩外侧面为过渡曲面。
[0028]更进一步地:
[0029]所述出气孔的形状呈喇叭状，且所述出气孔的缩口端靠近排气通道，扩口端的切向朝向导热罩的外侧面。
[0030]再进一步地:
[0031]所述柔性隔膜设置在所述贮藏箱内部，所述柔性隔膜将所述贮藏箱内部分成上下两个空腔；
[0032]所述贮藏箱内部位于柔性隔膜下方的空腔呈漏斗状，且该漏斗状的空腔的缩口端与所述进气孔连通。
[0033]本发明还提供一种飞行器，至少包括机体，所述机体具有尖化前缘，所述尖化前缘具有迎流面和背流面；
[0034]所述飞行器还包括一热防护装置，所述热防护装置为上述自适应主动热防护装置。
[0035]本发明提供的自适应主动热防护装置及飞行器，飞行器飞行或发射前，将贮藏箱灌满冷却工质，此时，柔性隔膜自动收缩于贮藏箱下方并阻塞进气孔，液态冷却工质被完全封闭于贮藏箱内部；飞行器起飞或发射时，由于进气孔和出气孔之间存在压力差，高压空气由进气孔进入，将柔性隔膜顶起，液态的冷却工质顺着排气通道射入前缘尖端，此时，在气动加热的作用下，前缘尖端已具有较高的温度，液态冷却工质进入后迅速蒸发带走热量，使腔体和导热罩的温度降低，气化后的冷却工质顺出气孔向后排出；当飞行器马赫数增加时，进气孔和出气孔间的压差增大，冷却工质的流速加快，单位时间内可吸收更多的热量；而当飞行马赫数降低时则反之，从而使得该热防护系统具有自适应功能，尖化前缘附近的气流场不受干扰，且不会增加前缘的阻力。
【专利附图】
【附图说明】
[0036]图1为本发明实施例提供的自适应主动热防护装置的结构示意图；
[0037]图2为本发明实施例提供的自适应主动热防护装置中迎流面和背流面的结构示意图；
[0038]图3为本发明实施例提供的自适应主动热防护装置中排气通道的结构示意图。
【具体实施方式】
[0039]如图1所示，本发明提供一种自适应主动热防护装置，该装置包括至少一条设置在机体前缘内部的排气通道I和一贮藏箱2，排气通道I具有进气孔Ia和用于将所述储藏箱2内冷却工质21喷向机体尖化前缘尖端的出气孔Ib ;排气通道的进气孔Ia设置在机体尖化前缘的迎流面10，排气通道的出气孔Ib设置在机体尖化前缘的背流面20 ;贮藏箱2用于储存冷却工质，贮藏箱2靠近进气孔Ia的一侧设置有能随进气孔Ia压力增加而产生变形并挤压贮藏箱2内部冷却工质21的柔性隔膜2a，贮藏箱2通过排液口 2b与排气通道的出气孔Ib连通。
[0040]高速飞行条件下，排气通道的进气孔Ia由于设在迎流面10上，因此承受较高压力，排气通道的出气孔Ib由于设置在背流面Ib上，因此压力较低，由于压力差的作用，储存于贮藏箱2内的冷却工质经排气通道I喷出，液态冷却工质喷射于前缘尖端上，与尖端进行热交换后升温并气化，使前缘尖端降温，气化后的冷却工质向后喷出，可具有一定的边界层吹除功能，随飞行马赫数增加，进气孔和出气孔的压力差增加，冷却工质流量增加，将具有更强的降温功能，从而具有自适应特性。
[0041]这里的贮藏箱2可设置在机体内部，两端均与排气通道I连通，柔性隔膜2a的设置需要满足在进气孔与出气孔之间存在压差时，能够在压差的作用下鼓起，并压缩贮藏箱内部的冷却工质，使得冷却工质能从排液口排出，并最终经出气孔喷出，出气孔的位置设在靠近尖端处，这样冷却工质在经出气孔出来后有利于直接喷洒于前缘的尖端部位，进而对尖端进行冷却降温。柔性隔膜位于贮藏箱内部，主要用以隔离空气和冷却工质，防止空气由进气孔Ia进入后直接穿过液体喷出形成短路，柔性隔膜2b完全展开后应可覆盖整个贮藏箱的壁面。
[0042]为了更好更快地进行热交换，可在前缘的尖端设置导热罩3，导热罩3可采用导热性较高的材质制成，比如高温合金，可在较高的温度下保持其良好的力学性能，并具有较好的导热特性；这样，在冷却工质21喷洒在导热罩3表面上时，可迅速与导热罩3进行热交换并气化，使得导热罩3温度降低，进而达到降低尖端温度的目的。导热罩3为飞行器的直接迎流部分，其外缘设计可按照实际飞行器的需求采用尖化前缘外形或适当钝化。导热罩3外侧面为优选为过渡曲面。
[0043]本实施例中的排气通道I与贮藏箱2的排液口 2b连通的部分可采用导流管4，即利用导流管4代替连接在排液口 2b与出气孔Ib之间的这部分排气通道1，机体内部安装的部件较多，不必在机体内部单独设置排气通道。此外，通过一根导流管4连接排液口 2b与出气孔lb，可在导流管4上安装流量调节阀5，相对于在贮藏箱2与出气孔Ib之间的排气通道I (排气通道I通过机体内设结构形成)上安装流量调节阀，安装更为便捷。流量调节阀5的作用在于控制冷却工质21的输出流量，在无需热防护系统工作时，该流量调节阀门5处于关闭状态。
[0044]在机体的迎流面设置进气孔la，在机体的背流面设置出气孔lb，在机体内部设置一贮藏箱2，柔性隔膜2a设置在所述贮藏箱内部，柔性隔膜2a将贮藏箱内部分成上下两个空腔；贮藏箱内部位于柔性隔膜上方的空腔用于储存冷却工质21，贮藏箱内部位于柔性隔膜下方的空腔呈漏斗状，且该漏斗状的空腔的缩口端与进气孔Ia连通。这样，在高压气流经进气孔Ia进入贮藏箱2内时，对高压气流有一个缓冲作用，高压气流会沿漏斗状内壁缓缓进入贮藏箱内，并均匀挤压柔性隔膜，避免气流对柔性隔膜2b局部快速挤压而受力不均，延长柔性隔膜的使用寿命。
[0045]导热罩3后方的排气通道I内具有一喷腔6 ;喷腔6连通出气孔Ib与流量调节阀
5。该喷腔6可形成于前缘尖端内部，当冷却工质21经流量控制阀5出来后射入该喷腔6，反向流经出气孔lb，再喷到导流罩3表面，因出气孔Ib的方向与排气通道I或导流管4的方向不同，冷却工质21经排气通道I或导流管4后需要改变方向，且改变的方向角度(钝角)较大，在改变方向处即排气通道I与出气孔Ib交叉处或导流管4与出气孔Ib交叉处设置喷腔6，用于缓冲冷却工质流，此外，也减少了出气孔Ib的冷却工质流量因改变方向而收到的影响。
[0046]出气孔Ib的形状可呈喇叭状，且缩口端靠近排气通道1，扩口端的切向朝向导热罩3外侧面，喇叭口有利于冷却工质21从出气孔Ib排出并瞬间释放压力，扩口端的形状保证最大量的冷却工质能够准确地喷洒在导热罩3上，避免浪费。
[0047]本发明提供的自适应主动热防护装置，飞行器飞行或发射前，将贮藏箱内灌满冷却工质，关闭流量调节阀5 ;此时，柔性隔膜2b自动收缩于贮藏箱2下方并阻塞进气孔，液态冷却工质21被完全封闭于贮藏箱2内部；飞行器起飞或发射初期，由于飞行马赫数较低，无需热防护系统工作，此时尽管进气孔Ia和出气孔Ib之间已有一定压差，但由于流量调节阀5关闭，不可压缩的液态冷却工质21仍封闭于贮藏箱2内部；随飞行马赫数增加，需要热防护系统开始工作时，开启流量调节阀门5并调节至合适位置，由于进气孔Ia和出气孔Ib之间存在压力差，高压空气由进气孔进入，将柔性隔膜2b鼓起，液态的冷却工质21顺导流管4经流量调节阀5后射入前缘导热罩3后方的喷腔6。此时，在气动加热的作用下，前缘导热罩3及此喷腔6已具有较高的温度，液态冷却工质21进入后迅速蒸发带走热量，使喷腔6和导热罩3的温度降低。气化后的冷却工质21顺出气孔Ib向后排出；当飞行马赫数增加时，进气孔Ia和出气孔Ib间的压差增大，冷却工质21的流速加快，单位时间内可吸收更多的热量；而当飞行马赫数降低时则反之，因而，该热防护系统具有自适应功能，尖化前缘附近的气流场不受干扰，且不会增加前缘的阻力。
[0048]作为上述实施例的优选方式，如图2所示:
[0049]机体尖化前缘具有尖端；尖端后部具有一台阶面50 ;该台阶面50形成背流面20。
[0050]图2给出了通过前缘形面的合理设计来获得迎流面和背流面的压力差图示。如图2所示，当来流经过飞行器前体后，从前缘位置产生斜激波30，来流经过斜激波30后压力升高，斜激波30与迎流面10之间的区域形成高压区11。若在飞行器上壁面前缘附近制作一个台阶面50，则来流经台阶面50后会产生膨胀波40，气流过膨胀波40后压力迅速降低，膨胀波40与背流面20形成低压区12。由此，如图2所示，通过这样的构型设计会产生高压区11和低压区12两个区域，这两个区域的压力差随飞行马赫数的增加而加大。
[0051]排气通道设置的优选方案如下，如图3所示:
[0052]在飞行器的迎风面即迎流面10开一小孔即进气孔la，该孔向上穿过机体60，其出口为前缘背风面20的台阶50处。显然，在高速飞行时，由于前述压力差的存在气流将按照图中箭头的指示流经该小孔，且流速随飞行马赫数的增加而增加，本发明即利用这一原理通过在流路中间增加冷却工质来达到前缘防热的目的。
[0053]本发明还提供一种飞行器，至少包括机体，机体具有尖化前缘，尖化前缘具有迎流面和背流面；飞行器还包括一热防护装置，该热防护装置为上述任意实施例的自适应主动热防护装置。
[0054]本发明实施例所述的出气孔Ia位于飞行器上方，因而对飞行器前体下方的流场没有干扰，因此十分适合于乘波飞行器或吸气式高超声速飞行器等的设计需求。
[0055]本文仅给出了该热防护装置的设计原理和二维示意图，对于实际的三维飞行器构型而言，进气孔Ia和出气孔Ib的开孔个数、孔间距、孔截面和剖面形状等参数，需依据实际的设计需求通过计算或实验具体确定。当进气孔Ia和出气孔Ib均为多个时，依然可共用同一贮藏箱2。
[0056]热防护系统工作时，出气孔Ib喷出气态工质的流动方向与来流方向一致，因而可以在一定程度上起到边界层吹除的效果，这对于减小飞行器的阻力也是有利的。
[0057]冷却工质贮藏箱理论上可位于飞行器内的任意部位，但实际设计中须考虑液态工质在导流管内流动的内阻，应尽可能减小导流管4的长度。此外，随飞行时间的增加，冷却工质不断蒸发减少，飞行器的重量也不断减轻。由此将导致飞行器质心的改变。实际中也应考虑这一因素来设计贮藏箱的位置。
[0058]若飞行器可回收并重复使用，该装置亦可重新加注冷却工质后重新工作。
【权利要求】
1.一种自适应主动热防护装置，其特征在于，包括: 至少一条设置在机体前缘内部的排气通道和一用于储存冷却工质的贮藏箱； 所述排气通道具有进气孔和用于将所述储藏箱内冷却工质喷向机体尖化前缘尖端的出气孔； 所述排气通道的进气孔设置在所述机体尖化前缘的迎流面，所述排气通道的出气孔设置在机体尖化前缘的背流面； 所述贮藏箱靠近进气孔的一侧设置有能随所述进气孔压力增加而产生变形并挤压贮藏箱内部冷却工质的柔性隔膜，所述贮藏箱通过排液口与所述出气孔连通。
2.根据权利要求1所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述排液口与所述出气孔之间的排气通道上设置有流量调节阀。
3.根据权利要求2所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述贮藏箱的排液口连接有导流管； 所述导流管形成所述贮藏箱与所述出气孔之间的排气通道； 所述流量调节阀安装在所述导流管上。
4.根据权利要求3所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述出气孔与所述导流管之间具有一喷腔； 所述喷腔连通所述出气孔与所述导流管。
5.根据权利要求1-4任一所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述机体尖化前缘尖端后部具有一台阶面； 所述进气孔设置在该台阶面上。
6.根据权利要求1所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述机体尖化前缘尖端设置有导热罩。
7.根据权利要求6所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述导热罩外侧面为过渡曲面。
8.根据权利要求6或7所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述出气孔的形状呈喇叭状，且所述出气孔的缩口端靠近排气通道，扩口端的切向朝向导热罩的外侧面。
9.根据权利要求1所述的自适应主动热防护装置，其特征在于: 所述柔性隔膜设置在所述贮藏箱内部，所述柔性隔膜将所述贮藏箱内部分成上下两个空腔； 所述贮藏箱内部位于柔性隔膜下方的空腔呈漏斗状，且该漏斗状的空腔的缩口端与所述进气孔连通。
10.一种飞行器，至少包括机体，所述机体具有尖化前缘，所述尖化前缘具有迎流面和背流面，其特征在于: 所述飞行器还包括一热防护装置，所述热防护装置为权利要求1-9任一所述的自适应主动热防护装置。
【文档编号】B64C1/38GK104326079SQ201410541748
【公开日】2015年2月4日 申请日期:2014年10月14日 优先权日:2014年10月14日
【发明者】崔凯 申请人:中国科学院力学研究所