CN111907721A - 一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及高温热防护技术领域，具体公开了一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，用以防止飞行器关键部件在高温环境中工作失效。冷却系统包括燃油供应系统、套管冷却系统和燃油流量调控系统。燃料箱的燃油经燃料泵进入套管冷却通道，套管的大小通道流量可通过自动调节阀控制。套管冷却通道的应用可有效抑制飞行器关键部件温度的快速升高，防止传统冷却通道中传热恶化现象的发生，为飞行器冷却系统的设计提供一种新思路。
Description
技术领域
本发明涉及高温热防护技术领域，特别是涉及高效的套管冷却通道，利用套管结构提高传热能力，冷却飞行器的高温部件。
背景技术
高超声速飞行器因其隐身性能好、飞行速度快(马赫5以上)、打击范围广、有效载荷大等优点而成为世界各军事强国大力研制的新概念空中作战平台，动力装置的选取至关重要，比较不同马赫数下火箭发动机、涡喷发动机、亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机的比冲大小，发现氢燃料和碳氢燃料吸气式发动机的比冲高于非吸气式的火箭发动机；涡轮涡扇发动机因涡轮叶片的耐温问题，飞行速度一般低于马赫3；亚燃冲压发动机中超声速气流通过进气道被压缩导致循环过程效率降低，仅可实现马赫3-5范围内的飞行；此外，氢燃料在储存和运输等方面要求较高，同时低密度的氢燃料会导致结构体积和重量的增加，碳氢燃料不存在上述缺陷。
以碳氢燃料为推进剂的超燃冲压发动机被普遍认为是高超声速飞行器的核心部件。超燃冲压发动机在高超声速下飞行，燃烧释热和气动加热双重作用使得燃烧室的热负荷剧增，当飞行马赫数达到8以上时，燃烧室温度和热流密度分别接近4000K和10-20MW/m2，而目前最先进的耐高温复合材料(C/C和SiC)的耐热温度也仅为2200K；因此，仅依靠被动隔热无法保证超燃冲压发动机在高飞行马赫数下运行的安全性，采用自身燃料作为冷却剂的主动再生冷却技术被认为是解决燃烧室有效热控的最有效的途径之一。
由于燃烧室内压力一般在3.5-7MPa之间，超过了碳氢燃料的临界压力(2-3MPa)；因此，再生冷却利用超临界碳氢燃料在冷却通道内的对流换热将传至燃烧室壁面的热量吸收，以实现降低燃烧室壁面温度的目的。
超临界碳氢燃料的热物性随着温度的升高发生剧烈变化，特别是在拟临界温度附近；随着吸热量的增加，碳氢燃料温度升高且发生裂解反应，生成小分子产物，热物性再次发生改变。以上两点导致超临界碳氢燃料在非裂解/裂解工况下对流换热过程中常常伴随着传热恶化现象，现有的单层冷却通道无法有效降低燃烧室壁面温度或者有效遏制飞行器关键部件的温升。
发明内容
为了克服上述现有技术的不足，本发明提供了一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，利用套管结构强化高温壁面的传热，有效降低飞行器高温部件温度。
为了达到以上目的，本发明采用的技术方案是：一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，包括燃油供应系统，套管冷却系统和燃油流量调控系统，所述燃油供应系统与套管冷却系统连接，所述燃油流量调控系统分配整个循环回路的燃油流量。
进一步地，所述燃油供应系统中燃料泵的驱动动力为电池装置或者流体膨胀装置。
进一步地，所述套管冷却系统中的大通道和小通道指光滑通道、波纹通道或者其它相关强化换热通道的结合体。
进一步地，所述套管冷却系统中的大通道内部可布置一个或多个小通道，可对称分布也可非对称分布。
进一步地，所述套管冷却系统中至少存在一个小通道位于拐角处，即靠近高温侧。
进一步地，所述套管冷却系统中的通道形状可为矩形、三角形、圆形，也可为其它相关几何形状。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：
通过套管冷却通道的合理配置和布局，防止传热恶化现象的发生，有效降低燃烧室壁面温度或者有效遏制飞行器关键部件的温升，从而达到高马赫数飞行的目的。
附图说明
图1为高超声速飞行器燃烧室壁面的冷却循环原理图。
图2为套管冷却通道的壁面形状。
图3为套管冷却通道的分布方式。
图4为套管冷却系统中拐角处小通道的布局方式。
图5为套管冷却通道的截面形状。
图中：
1.燃料箱；2.燃料泵；3.调控器件；4.燃烧室；5套管冷却通道；6.调控器件；7.套管光滑冷却通道；8.套管波纹冷却通道；9.单小通道套管；10.两小通道套管(非对称)；11.三小通道套管；12.四小通道套管；13.两小通道套管(对称)；14-17.拐角处小通道；18.矩形通道截面；19.三角形通道截面；20.圆形通道截面。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
下面结合附图对本发明做进一步的详细描述：
附图1所示为高超声速飞行器燃烧室壁面的冷却循环原理图。如图所示，燃料箱1中的燃油经过燃料泵2进入套管冷却通道5，大通道和小通道的流量由调控器件3控制，运行压力由调控器件6控制，低温燃油吸收壁面热量，高温燃油被泵入燃烧室内燃烧。
本实施例中套管冷却通道的壁面形状如附图2所示，即套管光滑冷却通道7、套管波纹冷却通道8或者其它相关强化换热通道的结合体。
本实施例中套管冷却通道的分布方式如附图3所示，即单小通道套管9、两小通道套管(非对称)10、三小通道套管11、四小通道套管12、两小通道套管(对称)13或者为其它不同形状的对称和非对称形式。
本实施例中套管冷却系统中拐角处小通道的布局方式如图4所示，即在拐角处设置小通道14-17，靠近高温区域。
本实施例中套管冷却通道的截面形状如附图5所示，即矩形通道截面18、三角形通道截面19、圆形通道截面20或者其它相关几何形状。
本实施例中套管冷却通道中大通道和小通道内流体的流动方向不一致，即逆流布置。
本发明提供了一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，通过套管通道的合理设计与布局，防止传热恶化现象的发生，有效降低燃烧室壁面温度或者有效遏制飞行器关键部件的温升，从而达到高马赫数飞行的目的。
以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，包括：燃油供应系统，套管冷却系统和燃油流量调控系统，所述燃油供应系统由燃料箱和燃料泵组成，为套管冷却系统提供工作介质；所述套管冷却系统由一个大通道和若干个小通道组成，吸收高温部件的热量；所述燃油流量调控系统由自动控制阀门或者相关流量调控器件组成。
2.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述燃油供应系统与套管冷却系统相连接，燃料泵的驱动动力为电池装置或者流体膨胀装置。
3.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述套管冷却系统中的大小通道指光滑通道、波纹通道或者其他相关强化换热通道。
4.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述套管冷却系统中的小通道可对称分布，也可非对称分布，可单一分布，也可多个分布。
5.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述套管冷却系统中拐角位置至少布置一个小通道。
6.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述套管冷却系统中大小通道的截面形状可为矩形、三角形、圆形，也可为其他相关几何形状的结合体。
7.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述套管冷却系统中大小通道中流体的流动方向不一致，即逆流布置。
8.根据权利要求1所述的一种用以冷却飞行器高温部件的套管通道，其特征在于，所述套管冷却系统中通道的制作方式可为钎焊、刻蚀或者其他相关技术手段。
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