一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道

1.本发明涉及高温热防护技术领域，特别是涉及一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道。


背景技术：

2.高超声速飞行器，一般指飞行速度高于5马赫，飞行高度在大气层以内以及临近空间范围内的飞行器，临近空间高度为20km～100km，如高超声速巡航导弹以及空天往返高超声速飞机等。随着科技发展，高超声速飞行技术整体呈现加速发展的态势，各式高超声速导弹武器发展迅速甚至已经实现少量列装。除了具有重要的国防军事意义，高超声速飞行器亦可运用在未来空间探索和星际探测中，具有极高的科学价值。作为高超声速飞行器的主要动力装置，超燃冲压发动机在航空航天领域备受关注。
3.超燃冲压发动机运行过程中面临极端恶劣的热环境，高效的发动机热防护系统已经成为制约超燃冲压发动机发展的关键因素。目前，发动机的热防护技术主要分为被动和主动两种，被动热防护采用新型耐高温材料和耐烧蚀材料以达到隔热冷却效果，结构简单但会改变气动外形，增大飞行器结构体积。在马赫数为8的飞行速度下，燃烧室的总温可达4000k，而目前已知的具有最强耐热能力的c/c复合材料，最高能承受2200k的温度,因此仅仅依靠现有耐热材料不足以满足超燃冲压发动机的工作要求，于是主动热防护技术进入大众视野，它主要包括再生冷却、气膜冷却、发汗冷却以及辐射冷却等，冷却能力强但系统较为复杂。气膜冷却指在需冷却部位表面喷出冷却气流形成气膜，避免高温燃气与燃烧室的直接接触，从而达到冷却隔热效果。但是高超声速飞行器的高飞行马赫数意味着剧烈的气动加热，来流空气温度已经足够高，达不到理想的冷却效果，因此气膜冷却不能作为主要手段；发汗冷却指在多孔冷却表面渗出冷却剂并与高温主流掺混，从而改变附面层的流动传热特性以达到冷却效果，可分为单相发汗冷却与相变发汗冷却，发汗冷却冷却效率高，对主流影响小，但由于燃烧室壁面的强压力梯度会导致发汗冷却中冷却剂分布不均，从而局部冷却不足，且制造工艺复杂。因此可以使用分区调控以及组合冷却的方式提高发汗冷却效率，如与气膜冷却相结合。
4.不同于其它发动机可以引入外流空气进行冷却，燃料成为了超燃冲压发动机唯一可用的冷却来源。因此将燃料作为冷却剂的再生冷却方案成为超燃冲压发动机的最佳冷却方式。再生冷却是指通过燃料在燃烧室壁面冷却通道的对流换热来降低壁面温度，同时燃料吸热裂解生成小分子产物，更利于燃烧，缩短了燃料的点火延迟时间，且裂解过程的化学变化带来了更高的热吸收能力，不仅可以用在发动机燃烧室的热防护，亦可运用于外部壳体的冷却。美国hyper-x项目的飞行试验中x-43a飞机使用被动热防护系统飞行了不超过10秒，而x-51a在马赫数为4.8的飞行速度下利用再生冷却系统运行了140s，这表明超燃冲压发动机的再生冷却技术比其他热防护技术有明显的优势。
5.超燃冲压发动机一般可采用氢燃料和碳氢燃料。其中，氢燃料超燃冲压发动机比冲高，但是氢燃料存储困难、体积能量密度较低。而碳氢燃料因为较高的能量密度、易储存、
较易实现发动机的推阻平衡，受到广泛关注。对于碳氢燃料再生冷却而言，冷却通道内碳氢燃料通常处于超临界状态，超临界压力下碳氢燃料的物性在拟临界温度附近会发生剧烈的非线性变化，并且随着温度的进一步升高碳氢燃料会发生热裂解反应而热物性继续改变，对冷却通道内流体的流动换热特性产生影响，产生传热恶化。因此可以采用提高燃料自身热沉和优化再生冷却通道结构等方式继续提高系统的冷却能力，传统单层冷却通道已无法满足越来越高的马赫数下飞机高温部件的冷却需求。
6.超燃冲压发动机再生冷却通道的强化，可以通过在碳氢燃料中添加纳米颗粒等以提高材料自身化学热沉，亦可通过改变再生冷却通道结构或在通道内增加肋片、球凹、球凸等扰流元的方式强化换热。而单一的强化换热方式往往不足以满足系统日益增长的冷却需求，因此需要探究更多形式的复合冷却方式，以适应超燃冲压发动机燃烧室壁面复杂的热环境。


技术实现要素：

7.为了克服飞行器热端部件冷却通道存在的冷却效率低不足，本发明提供了一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道。
8.本发明为了解决其技术问题所采用的技术方案是：
9.一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，为整体结构，包括1～100个子通道，子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用。
10.所述子通道包括主通道、微肋、射流孔。燃油分别由主通道的一端、射流孔进入主通道，从主通道的另一端排出。主通道横截面为矩形，主通道底部设置微肋，主通道顶部设置射流孔，主通道两侧壁为光滑平面。
11.所述微肋为正方体，位于主通道底部，均匀分布，组成阵列微肋。
12.所述射流孔为通孔，位于主通道中心线的垂直面上，均匀分布。
13.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述微肋还可以为棱柱，或者为圆柱，或者为椭圆柱。
14.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述射流孔的通孔为圆，或者为椭圆，或者为三角形，或者为正方形。
15.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述射流孔还可以为两列，均匀分布。
16.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述射流孔还可以为两列，均匀交错分布。
17.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述射流孔还可以为多列，不均匀分布。
18.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述射流孔还可以为沿燃油流动方向收缩的锥型。
19.上述的微肋射流冲击冷却通道，所述射流孔还可以为沿燃油流动方向先收缩后平直的锥直型。
20.本发明的有益效果是：
21.一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，通过冷却通道中微肋与射流冲击的合理设置，在微肋增强系统换热能力的基础上，冲击射流直接对易发生传热恶化的区域进行强化传热，提高了射流冲击区域与主流上下游区域的传热性能，微肋与射流冲击的作用相互耦合，在不增加额外的质量负担的前提下，有效降低了超燃冲压发动机燃烧室
壁面温度或者有效遏制了飞行器高热部件的温升，从而达到更高马赫数飞行的目的。
附图说明
22.下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
23.图1为高超声速飞行器燃烧室壁面的冷却循环原理图；
24.图2为本发明实施例1结构示意图；
25.图3为本发明实施例1阵列微肋在主通道内分布示意图；
26.图4为本发明实施例1俯视图；
27.图5为5个子通道的微肋射流冲击冷却飞行器燃烧室壁面的冷却循环原理图；
28.图6为射流孔沿主通道流动方向的两列均匀分布示意图；
29.图7为射流孔沿主通道流动方向的不均匀分布示意图；
30.图8为射流孔沿主通道流动方向的交错分布示意图；
31.图9为沿燃油流动方向收缩的锥形射流孔沿射流孔中心线剖面图；
32.图10为沿燃油流动方向先收缩后平直的锥直型射流孔沿射流孔中心线剖面图。
33.图中：1.主通道；2.微肋；3.射流孔；4.燃料箱；5.燃料泵；6.调控器件；7.燃烧室。
具体实施方式
34.实施例1
35.一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，为整体结构，包括1个子通道。
36.子通道包括主通道1、微肋2、射流孔3。
37.主通道横截面为矩形，主通道1底部设置微肋2，主通道顶部设置射流孔3，主通道两侧壁为光滑平面。
38.燃油分别由主通道的一端、射流孔进入主通道，从主通道的另一端排出。
39.如图3所示，微肋2为正方体，微肋2有14个，14个微肋2组成阵列微肋，阵列微肋沿主通道1中心线成2列均匀分布，每列7个微肋2，微肋2距离主通道1燃油进口端的最近距离与微肋2距离主通道1燃油出口端的最近距离相等，且于每列中的7个微肋2间隔距离相等。两列微肋2的间距与每列距离主通道1侧壁的距离相等。
40.如图4所示，射流孔3为通孔，通孔为圆孔。燃油从射流孔3进入主通道1，射流孔3位于主通道1中心线的垂直面上，射流孔3有6个，6个射流孔3均匀分布，射流孔3的间隔距离与射流孔3距离主通道1燃油进口端的最近距离相等，射流孔3距离主通道1燃油进口端的最近距离与射流孔3距离主通道1燃油出口端的最近距离相等。
41.实施例2
42.微肋射流冲击冷却通道还可以包括2个子通道，2个子通道并列设置，相邻的侧壁共用。
43.甚至还可以包括n个子通道，例如，n＝5个、50个、100个。n个子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用。
44.实施例3
45.微肋2还可以为三棱柱、或者为四棱柱、或者为圆柱体、或者为椭圆柱体。
46.实施例4
47.射流孔3还可以为椭圆形通孔，或者为三角形通孔，或者为正方形通孔。
48.实施例5
49.射流孔3还可以为2列，排布方式还可为如图6所示，共有12个射流孔，沿主通道中心线成2列均匀分布，每列含6个射流孔且射流孔的间隔距离相等，且等于沿主通道燃油流动方向的第一个射流孔距主通道入口距离和最后一个射流孔距主通道出口距离；
50.或者为如图7所示的沿主通道1中心线的不均匀分布，共计9个射流孔，沿主通道燃油流动方向的第一个射流孔位于通道中心线，紧随其后的射流孔数量增长为2且对称均匀分布在主通道中心线两侧，其后又变为1，以此类推。每组射流孔的间隔距离与第一个射流孔距主通道入口距离以及最后一组射流孔距主通道出口距离相等；
51.或者为如图8所示的交错分布，共计6个射流孔，射流孔依次分布在主通道中心线的两侧，沿主通道燃油流动方向的第一个射流孔位于主通道中心线的右侧，第二个射流孔位于主通道中心线的左侧，第三个射流孔位于主通道中心线右侧且与第一个射流孔为同一列，以此类推，每个射流孔沿燃油流动方向的间的距离相等，且等于第一个射流孔距主通道入口的距离以及最后一个射流孔距主通道出口的距离；
52.实施例6
53.射流孔3还可以为沿燃油流动方向收缩的锥型，如图9所示；或者为沿燃油流动方向先收缩后平直的锥直型，如图10所示。
54.本发明微肋射流冲击冷却通道的工作过程是：
55.燃料箱4中的燃油经燃料泵5至调控器件6，经调控器件6的碳氢燃料小部分经射流孔3进入主通道1，大部分经主通道1进口进入主通道1。在阵列微肋2、射流孔3的共同作用下，增强了主通道1对通道底面的换热性能。低温燃油通过与通道底面壁面间的对流换热带走热量，吸热后发生裂解反应，最终高温燃油从主通道3出口流出，再经由调控器件6控制流量，最终到达燃烧室7进行混合燃烧，从而驱动发动机产生推力。

技术特征：
1.一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，为整体结构，包括1～100个子通道，子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用；所述子通道包括主通道(1)、微肋(2)、射流孔(3)；燃油分别由主通道(1)的一端、所述射流孔(3)进入所述主通道(1)，从主通道(1)的另一端排出；主通道(1)横截面为矩形，主通道(1)底部设置所述微肋(2)，主通道(1)顶部设置所述射流孔(3)，主通道(1)两侧壁为光滑平面；所述微肋(2)为正方体，位于主通道(1)底部，均匀分布，组成阵列微肋；所述射流孔(3)为通孔，位于主通道(1)中心线的垂直面上，均匀分布。2.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述微肋(2)为棱柱，或者为圆柱，或者为椭圆柱。3.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述射流孔(3)的通孔为圆形，或者为椭圆形，或者为三角形，或者为正方形。4.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述射流孔(3)为两列，均匀分布。5.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述射流孔(3)为两列，均匀交错分布。6.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述射流孔(3)为多列，不均匀分布。7.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述射流孔(3)为沿燃油流动方向收缩的锥型。8.根据权利要求1所述的用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，其特征在于，所述射流孔(3)为沿燃油流动方向先收缩后平直的锥直型。

技术总结
本发明涉及一种用于飞行器热端部件的微肋射流冲击冷却通道，为整体结构，包括1～100个子通道，子通道并列设置，相邻子通道的侧壁共用。子通道包括主通道、微肋、射流孔。燃油分别由主通道的一端、射流孔进入主通道，从主通道的另一端排出。主通道横截面为矩形，主通道底部设置微肋，微肋组成阵列微肋，主通道顶部设置射流孔，射流孔均匀或非均匀分布，主通道两侧壁为光滑平面。本发明设置了阵列微肋、射流孔，微肋与射流冲击的作用相互耦合，在不增加额外的质量负担的前提下，有效降低了超燃冲压发动机燃烧室壁面温度，有效遏制了飞行器高热部件的温升，从而达到更高马赫数飞行的目的。的。的。


技术研发人员：谢公南 谭志明 李勇 张迎春
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2022.12.22
技术公布日：2023/5/16