本發(fā)明涉及超音速飛行器，尤其是涉及適合于高馬赫數(shù)和長時間航行的一種超音速飛行器進(jìn)氣道微通道冷卻系統(tǒng)。

背景技術(shù)：

高超聲速飛行器技術(shù)是21世紀(jì)航空航天技術(shù)的新制高點(diǎn)，是航空史上繼發(fā)明飛機(jī)、突破聲障飛行之后第三個劃時代的里程碑，但是目前還存在不少技術(shù)難題。當(dāng)飛行器以高馬赫數(shù)和在空中長時間飛行時，進(jìn)氣道內(nèi)氣體來流速度可達(dá)5馬赫以上，此時來流的滯止溫度將達(dá)到1500K以上，由于氣體的粘性效應(yīng)，靠近進(jìn)氣道壁面處流速為零，即此時靠近進(jìn)氣道壁面氣流的溫度可達(dá)到滯止溫度。對于長航時飛行，此時進(jìn)氣道壁面熱負(fù)荷將非常大，在極端情況下甚至?xí)龤нM(jìn)氣道壁面，同時過高的發(fā)動機(jī)溫度會降低各零部件的可靠性，從而引發(fā)發(fā)動機(jī)的性能急劇惡化。因此要求對進(jìn)氣道有一種結(jié)構(gòu)小巧，性能好的熱防護(hù)系統(tǒng)，來有效地降低發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道的溫度和改善各部件工作條件，確保發(fā)動機(jī)穩(wěn)定的工作性能，從而實(shí)現(xiàn)航空發(fā)動機(jī)的高馬赫數(shù)和長航時的飛行。

傳統(tǒng)常使用的高超聲速飛行器熱防護(hù)是被動熱防護(hù)系統(tǒng)，主要是利用自身結(jié)構(gòu)材料的熱容來吸收熱量，進(jìn)而分散熱量；又或者是采用耐高溫材料表面上覆蓋高輻射率的涂層，以輻射的形式向周圍散發(fā)大量的熱能。然而對于高馬赫數(shù)、長時間的飛行所持續(xù)產(chǎn)生的熱量，單純靠自身結(jié)構(gòu)材料的熱容來吸收，會使發(fā)動機(jī)整體迅速升溫，降低零部件的可靠性，甚至引起進(jìn)氣道壁面燒蝕。而對于涂層的冷卻方式，存在有一個可承受總熱量的限制值，是無法對進(jìn)氣道進(jìn)行高效率、長時間的冷卻保護(hù)(史麗萍,赫曉東.可重復(fù)使用航天器的熱防護(hù)系統(tǒng)概述[J].航空制造技術(shù),2004(07):80-82.)。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供可降低進(jìn)氣道壁面溫度，減少高馬赫數(shù)、長航時條件下發(fā)動機(jī)材料的熱負(fù)荷的一種超音速飛行器進(jìn)氣道微通道冷卻系統(tǒng)。

本發(fā)明設(shè)有主流進(jìn)口、環(huán)形進(jìn)口主流道、進(jìn)口主流道、微通道、出口主流道、環(huán)形出口主流道和主流出口；

主流進(jìn)口位于發(fā)動機(jī)隔離段上方，冷態(tài)的航空煤油作為冷卻液從主流進(jìn)口進(jìn)入環(huán)形進(jìn)口主流道，環(huán)形進(jìn)口主流道位于發(fā)動機(jī)隔離段外側(cè)，冷卻液在環(huán)形進(jìn)口主流道分化成三股，分別進(jìn)入處于進(jìn)氣道下壁面、左壁面、右壁面上方的進(jìn)口主流道，冷卻液從處于不同壁面上方的進(jìn)口主流道進(jìn)入各自壁面上的微通道，微通道處于進(jìn)氣道壁面內(nèi)，對壁面和空氣進(jìn)行快速冷卻，冷卻后的空氣再進(jìn)入燃燒室，冷卻液在微通道吸收熱量，各自進(jìn)入不同壁面上方的出口主流道，匯入處于隔離段上方的環(huán)形出口主流道，進(jìn)而從主流出口流出，預(yù)熱后的冷卻液從主流出口流出，進(jìn)入燃燒室，與空氣混合燃燒，而后從尾噴管噴射而出。

所述環(huán)形進(jìn)口主流道和環(huán)形出口主流道采用與隔離段截面具有相同的外形，使整個微通道的冷卻系統(tǒng)體積更為小巧緊湊。

所述進(jìn)口主流道和出口主流道靠近壁面，減少整個冷卻系統(tǒng)的空間體積。

所述壁面微通道截面的圓形管道，結(jié)構(gòu)簡單，易于加工，具有較高的對流換熱效率。

當(dāng)飛行器以高馬赫數(shù)飛行時，超音速的壓縮空氣進(jìn)入發(fā)動機(jī)，在進(jìn)氣道壁面附近氣流具有很高的滯止溫度；同時高速空氣與進(jìn)氣道壁面強(qiáng)烈地摩擦，產(chǎn)生大量的熱量，使進(jìn)氣道壁面和壓縮空氣急劇升溫。過高的溫度會降低發(fā)動機(jī)各零部件的可靠性，使發(fā)動機(jī)無法具有正常工作性能。此時微通道冷卻系統(tǒng)中進(jìn)氣道壁面上的微通道由于流體邊界層厚度小，熱傳導(dǎo)和擴(kuò)散傳質(zhì)阻力小，同時大量微通道集成在壁面上，從而具有高效的傳熱傳質(zhì)效率。因此處于進(jìn)氣道壁面的微通道將對高溫的壁面和壓縮空氣進(jìn)行快速冷卻，降低壁面的滯止溫度，減少高馬赫數(shù)條件下材料的熱負(fù)荷，使壁面處于適宜的工作溫度。微通道內(nèi)的冷卻液采用的是來自油箱內(nèi)的冷態(tài)航空煤油，利用冷態(tài)煤油對進(jìn)氣道壁面進(jìn)行對流換熱，煤油受熱之后經(jīng)噴注器注入燃燒室。預(yù)熱后的煤油會提高霧化，促進(jìn)燃燒，而且在這一過程中，使通過壁面?zhèn)鞒龅臒崃坑只氐饺紵?，提高了整體的循環(huán)熱效率。

本發(fā)明可降低進(jìn)氣道壁面的溫度，減少高馬赫數(shù)、長航時條件下發(fā)動機(jī)材料的熱負(fù)荷；微通道內(nèi)的冷卻液采用的是來自油箱的冷態(tài)航空煤油，在微通道預(yù)熱后，進(jìn)入燃燒室，提升燃油初始溫度，提高霧化性能，增大航空發(fā)動機(jī)推重比；大量集成化的微通道具有對流換熱能力強(qiáng)的特點(diǎn)，可以顯著提高傳熱傳質(zhì)效率；在外形上，微通道結(jié)構(gòu)簡單，體積小巧，與進(jìn)氣道壁面一體化封裝，使進(jìn)氣道整體結(jié)構(gòu)更為緊湊；這是一種可長時間，高效率，循環(huán)利用的進(jìn)氣道熱防護(hù)系統(tǒng)。

本發(fā)明與傳統(tǒng)的熱防護(hù)系統(tǒng)相比，具有如下優(yōu)點(diǎn)：

(1)微通道冷卻系統(tǒng)是一種可長時間對流換熱、循環(huán)利用的熱防護(hù)系統(tǒng)，適用于高馬赫數(shù)，長航時的飛行。微通道內(nèi)流體邊界層厚度小，擴(kuò)散阻力小，大量集成化的微通道具有高效率的對流換熱能力，能快速、有效地降低進(jìn)氣道壁面的溫度。

(2)微通道內(nèi)冷卻液選擇冷態(tài)的航空煤油，這種方式既能帶走進(jìn)氣道壁面和壓縮空氣的熱量，使發(fā)動機(jī)穩(wěn)定正常工作，又能對航空煤油進(jìn)行預(yù)熱，提高霧化，促進(jìn)燃燒，減少燃油消耗，同時使進(jìn)氣道的熱量又重新回到燃燒室，提高了發(fā)動機(jī)的循壞熱效率。

(3)微通道與壁面一體化封裝，采用圓形通道截面，結(jié)構(gòu)簡單，易于加工；環(huán)形進(jìn)、出口主流道采用與隔離段相仿的外形，進(jìn)、出口主流道靠近壁面，減少微通道系統(tǒng)的空間體積，讓整個冷卻系統(tǒng)與進(jìn)氣道結(jié)合更為緊湊小巧。

附圖說明

圖1為本發(fā)明的飛行器進(jìn)氣道位置示意圖。

圖2為本發(fā)明實(shí)施例的結(jié)構(gòu)組成示意圖。

圖3為本發(fā)明實(shí)施例的結(jié)構(gòu)組成仰視圖。

圖4為本發(fā)明實(shí)施例的水平剖視圖。

圖5為本發(fā)明實(shí)施例的垂直剖視圖。

具體實(shí)施方式

如圖1～5所示，本發(fā)明實(shí)施例設(shè)有主流進(jìn)口101、環(huán)形進(jìn)口主流道102、進(jìn)口主流道103、微通道104、出口主流道105、環(huán)形出口主流道106和主流出口107；

主流進(jìn)口101位于發(fā)動機(jī)隔離段上方，冷態(tài)的航空煤油作為冷卻液從主流進(jìn)口101進(jìn)入環(huán)形進(jìn)口主流道102，環(huán)形進(jìn)口主流道102位于發(fā)動機(jī)隔離段外側(cè)，冷卻液在環(huán)形進(jìn)口主流道分化成三股，分別進(jìn)入處于進(jìn)氣道下壁面、左壁面、右壁面上方的進(jìn)口主流道103，冷卻液從處于不同壁面上方的進(jìn)口主流道103進(jìn)入各自壁面上的微通道104，微通道104處于進(jìn)氣道壁面內(nèi)，對壁面和空氣進(jìn)行快速冷卻，冷卻后的空氣再進(jìn)入燃燒室，冷卻液在微通道104吸收熱量，各自進(jìn)入不同壁面上方的出口主流道105，匯入處于隔離段上方的環(huán)形出口主流道106，進(jìn)而從主流出口107流出，預(yù)熱后的冷卻液從主流出口107流出，進(jìn)入燃燒室，與空氣混合燃燒，而后從尾噴管噴射而出。

所述環(huán)形進(jìn)口主流道和環(huán)形出口主流道采用與隔離段截面具有相同的外形，使整個微通道的冷卻系統(tǒng)體積更為小巧緊湊。

所述進(jìn)口主流道和出口主流道靠近壁面，減少整個冷卻系統(tǒng)的空間體積。

所述壁面微通道截面的圓形管道，結(jié)構(gòu)簡單，易于加工，具有較高的對流換熱效率。

高超聲速飛行器發(fā)動機(jī)主要由進(jìn)氣道1、隔離段2、燃燒室3及尾噴管4構(gòu)成。本發(fā)明是關(guān)于高超聲速飛行器發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道1的微通道冷卻系統(tǒng)。

所述進(jìn)氣道右壁面110內(nèi)的微通道104，以及處于壁面上方進(jìn)口主流道103和出口主流道105靠近壁面，減少微通道冷卻系統(tǒng)的體積空間。

所述微通道104采用圓形截面通道，嵌入壁面，與壁面一體化封裝，使整體結(jié)構(gòu)更為緊湊。

在圖1～4中，箭頭表示來流方向。

本發(fā)明基于進(jìn)氣道壁面和微通道冷卻的組合，既可實(shí)現(xiàn)為高馬赫數(shù)、長航時的航空發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行持續(xù)長時間、高效率地冷卻，克服發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道無法長時間、高效率的熱防護(hù)問題，又可對冷態(tài)的航空煤油進(jìn)行預(yù)熱，促進(jìn)燃燒，減少油耗，提高熱效率。

本發(fā)明通過對傳統(tǒng)高超聲速飛行器進(jìn)氣道進(jìn)行改造，大量集成化的微通道，與進(jìn)氣道壁面一體化封裝，結(jié)構(gòu)小巧緊湊，對流換熱能力強(qiáng)，可迅速降低高馬赫數(shù)飛行時進(jìn)氣道的溫度，對飛行器進(jìn)氣道壁面進(jìn)行冷卻保護(hù)。采用飛行器油箱內(nèi)存儲的冷態(tài)航空煤油作為微通道內(nèi)的冷卻液，該方法不僅能帶走進(jìn)氣道的熱量，又能為航空煤油預(yù)熱，可積極提高煤油在燃燒室內(nèi)的霧化和燃燒效率。本發(fā)明可以實(shí)現(xiàn)對高馬赫數(shù)、長航時飛行的航空發(fā)動機(jī)進(jìn)氣道進(jìn)行長時間地冷卻，降低材料的熱負(fù)荷，克服進(jìn)氣道滯止溫度高引發(fā)的壁面燒蝕等缺點(diǎn)；采用冷態(tài)航空煤油作為冷卻液，再注入燃燒室，提升燃油初始溫度，促進(jìn)霧化，提高燃燒效率和發(fā)動機(jī)推重比。

本發(fā)明設(shè)計有三個進(jìn)口主流道和三個出口主流道貼近壁面，將大量的微通道進(jìn)口連接到三個進(jìn)口主流道，以及微通道出口連接到三個出口主流道；設(shè)計有環(huán)形進(jìn)、出口主流道，其管路與隔離段外形相仿，貼近壁面，減少體積空間，將三個進(jìn)口主流道連接到環(huán)形進(jìn)口主流道和三個出口主流道連接到環(huán)形出口主流道，進(jìn)而在環(huán)形進(jìn)、出口各設(shè)一個主流進(jìn)、出口。從而將大量的壁面微通道集合成一個進(jìn)口、一個出口的冷卻系統(tǒng)。采用的冷卻液是冷態(tài)的航空煤油，冷卻液流過壁面微通道，后流入燃燒室，與空氣進(jìn)行混合燃燒。采用這種冷卻液既能帶走進(jìn)氣道壁面和空氣的大量熱量，降低壁面滯止溫度，又能對航空煤油進(jìn)行預(yù)熱，提高燃料霧化和燃燒效率。由于采用的冷卻液是來自油箱的航空煤油，因此這種冷卻系統(tǒng)可長時間對進(jìn)氣道冷卻，尤其適合于高馬赫數(shù)、長航時的飛行器。