一种应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置及其构造方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于高超声速推进风洞的技术领域，具体地涉及一种应用于高马赫数喷管 喉道的冷却装置，以及这种冷却装置的构造方法。
【背景技术】
[0002] 高超声速飞行器及发动机技术的发展极大地依赖于地面风洞设备的建设。其中， 能够长时间运行的高超声速推进风洞是研宄发动机性能与热防护技术必不可少的设备。高 超声速推进风洞的关键部件之一是能够产生高超声速气流的喷管。喷管通过横截面先收 缩、后扩张的变化方式对气流进行加速，在出口形成高速气流。因此，喷管喉道（横截面最 小处）均具有微小尺寸，如图1所示。例如，对于马赫数6、出口为500X500mm的二维喷管， 喉道高度仅为5. 5毫米。高温、高速气流的冲刷将对喷管喉道产生显著的热载荷。仍以马 赫数6、二维喷管为例，当气流总温为1650K、总压5. 5MPa时，喷管喉道处的热流密度将高达 13MW/m2,与宇宙飞船再入大气层的峰值热流接近。在如此高热流条件下，如何保证喷管喉 道结构的可靠性一直是长时间运行风洞的设计难点之一。
[0003] 对于高马赫数喷管，常用的冷却方式是在喷管结构中构造圆形或者矩形截面通 道，将冷却剂导入通道内，利用对流换热机制吸收管壁热量、降低壁温。例如，日本航空宇宙 研宄所（JAXA)建造的超声速自由射流试车台（RJTW)包括马赫数4、6的二维矩形喷管。喷 管采用高压水冷系统，通道由深孔转头沿展向加工，形成圆形冷却通道。美国Glenn研宄中 心建造的马赫数6自由射流风洞（HTW)，其主喷管也采用了圆形水冷通道结构。国内中科 院力学所、中国航天科工集团31研宄所、国防科学技术大学等单位也先后建造了长时间运 行的超声速推进风洞。对于轴对称喷管，冷却通道大多采用了螺旋形式矩形槽；而对于二 维、三维矩形喷管，大多采用了沿流向的矩形槽或者沿展向的圆形槽。总之，国内外对于喷 管冷却通道一般均采用横截面保持不变的圆形或者矩形（包括方形）通道。采用横截面不 变的通道设计可以保证冷却液在通道中的流动与换热参数基本不变，确保冷却效率的均匀 性。但是，对于高马赫数喷管，如图2所示，其热载荷仅在喉道处极高，而在喉道的上下游热 载荷将迅速降低（仅为喉道热流的十分之一甚至几十分之一）。可见，采用圆形或者矩形 通道的冷却设计思路将不能充分利用喷管喉道热流分布特点，冷却装置的整体换热效率较 低。
[0004] 众所周知，管道湍流换热系数与管道雷诺数的0. 8方成正比，即在流量一定的前 提下，换热系数与通道水力直径的0. 8成反比。可见，在局部极高热流区域可以通过改变通 道截面来提高局部换热系数，从而提高冷却装置的整体换热性能，同时又可以避免冷却液 持续高速导致的高流阻损失。因此，变截面设计是冷却高马赫数喷管的一条有效的途径。
【发明内容】
[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种应用于高马赫数喷管 喉道的冷却装置，其使得冷却液在热流最高的喉道处具有最大换热性能，并且具有流动无 分离、流阻小的优点。
[0006] 本发明的技术解决方案是：这种应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置，其包括冷 却液依次流过的进水孔、进口汇流槽、冷却通道、出口汇流槽、出水孔，冷却通道是两个肋之 间的空隙或一个肋与冷却装置的壁面之间的空隙，肋的尺寸按照椭圆曲线方程（1)设计：
【主权项】
1. 一种应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置，其特征在于：其包括冷却液依次流过的 进水孔（1)、进口汇流槽（2)、冷却通道（3)、出口汇流槽（4)、出水孔（5)，冷却通道是两个 肋（6)之间的空隙或一个肋与冷却装置的壁面（7)之间的空隙，肋的尺寸按照椭圆曲线方 程⑴设计：
其中L是冷却通道总长度，氏、％分别是最大、最小肋宽，x、y分别是肋上任一点的横坐 标、纵坐标，原点是肋的中心。
2. 根据权利要求1所述的应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置，其特征在于：Hi、％通 过公式（2)确定 Pi+H^H〇+P〇=S(2) 其中Pi、P〇分别是冷却通道的最小、最大宽度，P/Po取1/2-1/5 ;S是相邻两个冷却通 道的间距。
3. 根据权利要求2所述的应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置，其特征在于：进口汇 流槽宽M、出口汇流槽宽N、槽深W、进水孔直径D1、出水孔直径D2设计时按照通过流速低于 5m/s〇
4. 根据权利要求3所述的应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置，其特征在于：在进水 孔安装流量控制器与流量计，并且在进水孔、出水孔内安装温度传感器和压力传感器。
5. 根据权利要求4所述的应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置，其特征在于：所述温 度传感器是热电偶。
6. -种根据权利要求1所述的应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置的构造方法，其特 征在于：包括以下步骤： (1) 开始； (2) 确定高马赫数喷管喉道的热流分布； (3) 确定冷却液流量； (4) 确定冷却通道的最小、最大宽度Pi、PQ; (5) 根据公式（1)确定肋上各点的坐标x、y; (6) 确定进口汇流槽宽M、出口汇流槽宽N、槽深W、进水孔直径D1、出水孔直径D2 ; (7) 获得喉道的换热系数； (8) 获得喉道壁面的温度分布； (9) 判断最高壁面温度是否小于安全使用温度，是则执行步骤（10)，否则执行步骤 (3)； (10) 判断流阻是否小于预定要求，是则执行步骤（11)，否则执行步骤（6); (11) 确定该冷却装置的参数。
【专利摘要】本发明公开了一种应用于高马赫数喷管喉道的冷却装置,其使得冷却液在热流最高的喉道处具有最大换热性能，并且具有流动无分离、流阻小的优点。其包括冷却液依次流过的进水孔、进口汇流槽、冷却通道、出口汇流槽、出水孔，冷却通道是两个肋之间的空隙或一个肋与冷却装置的壁面之间的空隙，肋的尺寸按照椭圆曲线方程设计。还提供了这种冷却装置的构造方法。
【IPC分类】G01M9-04
【公开号】CN104776973
【申请号】CN201510129167
【发明人】仲峰泉, 邢云绯, 张新宇
【申请人】中国科学院力学研究所
【公开日】2015年7月15日
【申请日】2015年3月24日