CN106184742A - 一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统 - Google Patents

Abstract

一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统。设主流进口、环形进口主流道、进口主流道、微通道、出口主流道、环形出口主流道和主流出口；主流进口位于发动机隔离段上方，冷却液从主流进口进入环形进口主流道，环形进口主流道位于发动机隔离段外侧，冷却液在环形进口主流道分化成三股，分别进入处于进气道下、左、右壁面上方的进口主流道，冷却液从处于不同壁面上方的进口主流道进入各自壁面上的微通道，微通道处于进气道壁面内，对壁面和空气冷却，再进入燃烧室，冷却液在微通道吸收热量，各自进入不同壁面上方的出口主流道，汇入处于隔离段上方的环形出口主流道，再从主流出口流出，冷却液从主流出口流出进入燃烧室与空气混合燃烧，从尾喷管喷射出。

Description

一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统

技术领域

本发明涉及超音速飞行器，尤其是涉及适合于高马赫数和长时间航行的一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统。

背景技术

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术的新制高点，是航空史上继发明飞机、突破声障飞行之后第三个划时代的里程碑，但是目前还存在不少技术难题。当飞行器以高马赫数和在空中长时间飞行时，进气道内气体来流速度可达5马赫以上，此时来流的滞止温度将达到1500K以上，由于气体的粘性效应，靠近进气道壁面处流速为零，即此时靠近进气道壁面气流的温度可达到滞止温度。对于长航时飞行，此时进气道壁面热负荷将非常大，在极端情况下甚至会烧毁进气道壁面，同时过高的发动机温度会降低各零部件的可靠性，从而引发发动机的性能急剧恶化。因此要求对进气道有一种结构小巧，性能好的热防护系统，来有效地降低发动机进气道的温度和改善各部件工作条件，确保发动机稳定的工作性能，从而实现航空发动机的高马赫数和长航时的飞行。

传统常使用的高超声速飞行器热防护是被动热防护系统，主要是利用自身结构材料的热容来吸收热量，进而分散热量；又或者是采用耐高温材料表面上覆盖高辐射率的涂层，以辐射的形式向周围散发大量的热能。然而对于高马赫数、长时间的飞行所持续产生的热量，单纯靠自身结构材料的热容来吸收，会使发动机整体迅速升温，降低零部件的可靠性，甚至引起进气道壁面烧蚀。而对于涂层的冷却方式，存在有一个可承受总热量的限制值，是无法对进气道进行高效率、长时间的冷却保护(史丽萍,赫晓东.可重复使用航天器的热防护系统概述[J].航空制造技术,2004(07):80-82.)。

发明内容

本发明的目的在于提供可降低进气道壁面温度，减少高马赫数、长航时条件下发动机材料的热负荷的一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统。

本发明设有主流进口、环形进口主流道、进口主流道、微通道、出口主流道、环形出口主流道和主流出口；

主流进口位于发动机隔离段上方，冷态的航空煤油作为冷却液从主流进口进入环形进口主流道，环形进口主流道位于发动机隔离段外侧，冷却液在环形进口主流道分化成三股，分别进入处于进气道下壁面、左壁面、右壁面上方的进口主流道，冷却液从处于不同壁面上方的进口主流道进入各自壁面上的微通道，微通道处于进气道壁面内，对壁面和空气进行快速冷却，冷却后的空气再进入燃烧室，冷却液在微通道吸收热量，各自进入不同壁面上方的出口主流道，汇入处于隔离段上方的环形出口主流道，进而从主流出口流出，预热后的冷却液从主流出口流出，进入燃烧室，与空气混合燃烧，而后从尾喷管喷射而出。

所述环形进口主流道和环形出口主流道采用与隔离段截面具有相同的外形，使整个微通道的冷却系统体积更为小巧紧凑。

所述进口主流道和出口主流道靠近壁面，减少整个冷却系统的空间体积。

所述壁面微通道截面的圆形管道，结构简单，易于加工，具有较高的对流换热效率。

当飞行器以高马赫数飞行时，超音速的压缩空气进入发动机，在进气道壁面附近气流具有很高的滞止温度；同时高速空气与进气道壁面强烈地摩擦，产生大量的热量，使进气道壁面和压缩空气急剧升温。过高的温度会降低发动机各零部件的可靠性，使发动机无法具有正常工作性能。此时微通道冷却系统中进气道壁面上的微通道由于流体边界层厚度小，热传导和扩散传质阻力小，同时大量微通道集成在壁面上，从而具有高效的传热传质效率。因此处于进气道壁面的微通道将对高温的壁面和压缩空气进行快速冷却，降低壁面的滞止温度，减少高马赫数条件下材料的热负荷，使壁面处于适宜的工作温度。微通道内的冷却液采用的是来自油箱内的冷态航空煤油，利用冷态煤油对进气道壁面进行对流换热，煤油受热之后经喷注器注入燃烧室。预热后的煤油会提高雾化，促进燃烧，而且在这一过程中，使通过壁面传出的热量又回到燃烧室，提高了整体的循环热效率。

本发明可降低进气道壁面的温度，减少高马赫数、长航时条件下发动机材料的热负荷；微通道内的冷却液采用的是来自油箱的冷态航空煤油，在微通道预热后，进入燃烧室，提升燃油初始温度，提高雾化性能，增大航空发动机推重比；大量集成化的微通道具有对流换热能力强的特点，可以显著提高传热传质效率；在外形上，微通道结构简单，体积小巧，与进气道壁面一体化封装，使进气道整体结构更为紧凑；这是一种可长时间，高效率，循环利用的进气道热防护系统。

本发明与传统的热防护系统相比，具有如下优点：

(1)微通道冷却系统是一种可长时间对流换热、循环利用的热防护系统，适用于高马赫数，长航时的飞行。微通道内流体边界层厚度小，扩散阻力小，大量集成化的微通道具有高效率的对流换热能力，能快速、有效地降低进气道壁面的温度。

(2)微通道内冷却液选择冷态的航空煤油，这种方式既能带走进气道壁面和压缩空气的热量，使发动机稳定正常工作，又能对航空煤油进行预热，提高雾化，促进燃烧，减少燃油消耗，同时使进气道的热量又重新回到燃烧室，提高了发动机的循坏热效率。

(3)微通道与壁面一体化封装，采用圆形通道截面，结构简单，易于加工；环形进、出口主流道采用与隔离段相仿的外形，进、出口主流道靠近壁面，减少微通道系统的空间体积，让整个冷却系统与进气道结合更为紧凑小巧。

附图说明

图1为本发明的飞行器进气道位置示意图。

图2为本发明实施例的结构组成示意图。

图3为本发明实施例的结构组成仰视图。

图4为本发明实施例的水平剖视图。

图5为本发明实施例的垂直剖视图。

具体实施方式

如图1～5所示，本发明实施例设有主流进口101、环形进口主流道102、进口主流道103、微通道104、出口主流道105、环形出口主流道106和主流出口107；

主流进口101位于发动机隔离段上方，冷态的航空煤油作为冷却液从主流进口101进入环形进口主流道102，环形进口主流道102位于发动机隔离段外侧，冷却液在环形进口主流道分化成三股，分别进入处于进气道下壁面、左壁面、右壁面上方的进口主流道103，冷却液从处于不同壁面上方的进口主流道103进入各自壁面上的微通道104，微通道104处于进气道壁面内，对壁面和空气进行快速冷却，冷却后的空气再进入燃烧室，冷却液在微通道104吸收热量，各自进入不同壁面上方的出口主流道105，汇入处于隔离段上方的环形出口主流道106，进而从主流出口107流出，预热后的冷却液从主流出口107流出，进入燃烧室，与空气混合燃烧，而后从尾喷管喷射而出。

所述环形进口主流道和环形出口主流道采用与隔离段截面具有相同的外形，使整个微通道的冷却系统体积更为小巧紧凑。

所述进口主流道和出口主流道靠近壁面，减少整个冷却系统的空间体积。

所述壁面微通道截面的圆形管道，结构简单，易于加工，具有较高的对流换热效率。

高超声速飞行器发动机主要由进气道1、隔离段2、燃烧室3及尾喷管4构成。本发明是关于高超声速飞行器发动机进气道1的微通道冷却系统。

所述进气道右壁面110内的微通道104，以及处于壁面上方进口主流道103和出口主流道105靠近壁面，减少微通道冷却系统的体积空间。

所述微通道104采用圆形截面通道，嵌入壁面，与壁面一体化封装，使整体结构更为紧凑。

在图1～4中，箭头表示来流方向。

本发明基于进气道壁面和微通道冷却的组合，既可实现为高马赫数、长航时的航空发动机进气道进行持续长时间、高效率地冷却，克服发动机进气道无法长时间、高效率的热防护问题，又可对冷态的航空煤油进行预热，促进燃烧，减少油耗，提高热效率。

本发明通过对传统高超声速飞行器进气道进行改造，大量集成化的微通道，与进气道壁面一体化封装，结构小巧紧凑，对流换热能力强，可迅速降低高马赫数飞行时进气道的温度，对飞行器进气道壁面进行冷却保护。采用飞行器油箱内存储的冷态航空煤油作为微通道内的冷却液，该方法不仅能带走进气道的热量，又能为航空煤油预热，可积极提高煤油在燃烧室内的雾化和燃烧效率。本发明可以实现对高马赫数、长航时飞行的航空发动机进气道进行长时间地冷却，降低材料的热负荷，克服进气道滞止温度高引发的壁面烧蚀等缺点；采用冷态航空煤油作为冷却液，再注入燃烧室，提升燃油初始温度，促进雾化，提高燃烧效率和发动机推重比。

本发明设计有三个进口主流道和三个出口主流道贴近壁面，将大量的微通道进口连接到三个进口主流道，以及微通道出口连接到三个出口主流道；设计有环形进、出口主流道，其管路与隔离段外形相仿，贴近壁面，减少体积空间，将三个进口主流道连接到环形进口主流道和三个出口主流道连接到环形出口主流道，进而在环形进、出口各设一个主流进、出口。从而将大量的壁面微通道集合成一个进口、一个出口的冷却系统。采用的冷却液是冷态的航空煤油，冷却液流过壁面微通道，后流入燃烧室，与空气进行混合燃烧。采用这种冷却液既能带走进气道壁面和空气的大量热量，降低壁面滞止温度，又能对航空煤油进行预热，提高燃料雾化和燃烧效率。由于采用的冷却液是来自油箱的航空煤油，因此这种冷却系统可长时间对进气道冷却，尤其适合于高马赫数、长航时的飞行器。

Claims (3)

1.一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统，其特征在于设有主流进口、环形进口主流道、进口主流道、微通道、出口主流道、环形出口主流道和主流出口；

主流进口位于发动机隔离段上方，冷态的航空煤油作为冷却液从主流进口进入环形进口主流道，环形进口主流道位于发动机隔离段外侧，冷却液在环形进口主流道分化成三股，分别进入处于进气道下壁面、左壁面、右壁面上方的进口主流道，冷却液从处于不同壁面上方的进口主流道进入各自壁面上的微通道，微通道处于进气道壁面内，对壁面和空气进行快速冷却，冷却后的空气再进入燃烧室，冷却液在微通道吸收热量，各自进入不同壁面上方的出口主流道，汇入处于隔离段上方的环形出口主流道，进而从主流出口流出，预热后的冷却液从主流出口流出，进入燃烧室，与空气混合燃烧，而后从尾喷管喷射而出。

2.如权利要求1所述一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统，其特征在于所述环形进口主流道和环形出口主流道采用与隔离段截面具有相同的外形。

3.如权利要求1所述一种超音速飞行器进气道微通道冷却系统，其特征在于所述进口主流道和出口主流道靠近壁面。