本發(fā)明涉及一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)及方法，屬于飛行器降熱減阻。

背景技術(shù)：

1、對(duì)于高速巡航的飛行器，由于普遍存在的強(qiáng)激波系產(chǎn)生的波阻占總巡航阻力的三分之二，而且該比重隨來(lái)流馬赫數(shù)的增大急劇增加，嚴(yán)重影響飛行器的氣動(dòng)性能，且在相同的航速和航程下，需要消耗更多的燃料，這將導(dǎo)致有效載荷大大降低。同時(shí)，飛行速度的顯著升高使得氣流分子之間黏性作用增強(qiáng)，與來(lái)流正對(duì)的飛行器頭部壁面熱流激增使得壁面溫度升高，進(jìn)而使得飛行器內(nèi)的傳感裝置遭到破壞，飛行器工作性能急劇下降，這些問(wèn)題均使高速飛行器在實(shí)際應(yīng)用中面臨嚴(yán)峻的挑戰(zhàn)。因此，發(fā)展主動(dòng)降熱減阻新技術(shù)勢(shì)在必行。發(fā)汗冷卻是一種極具潛力的主動(dòng)降熱減阻技術(shù)，它的降熱減阻主要表現(xiàn)在兩個(gè)方面：一是利用多孔介質(zhì)高比表面積的特點(diǎn)，通過(guò)對(duì)流方式進(jìn)行吸熱；二是冷卻劑流出多孔介質(zhì)后在表面形成氣膜，實(shí)現(xiàn)降熱減阻。高速飛行器在執(zhí)行任務(wù)過(guò)程中，常常涉及機(jī)動(dòng)飛行(如，平飛加/減速、俯沖和躍升等)，在這種高動(dòng)態(tài)飛行條件下，發(fā)汗氣膜沿飛行器表面向下游流動(dòng)時(shí)，會(huì)出現(xiàn)流動(dòng)狀態(tài)失穩(wěn)，進(jìn)而導(dǎo)致氣膜鋪展性差，影響降熱減阻的效果。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明的技術(shù)解決問(wèn)題是：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)及方法，提升發(fā)汗冷卻降熱減阻效果，同時(shí)能夠降低工質(zhì)使用量，提升飛行器的運(yùn)載效率。

2、本發(fā)明的技術(shù)解決方案是：一方面提供一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，包括：上游發(fā)汗區(qū)、中間抽吸區(qū)、下游發(fā)汗區(qū)和測(cè)量控制單元；其中：

3、上游發(fā)汗區(qū)位于飛行器頭錐或舵翼前緣，用于初次發(fā)汗，對(duì)上游區(qū)域形成熱防護(hù)；

4、中間抽吸區(qū)和下游發(fā)汗區(qū)通過(guò)管路連通，依次沿飛行中的氣流方向排列在上游發(fā)汗區(qū)下游的飛行器表面；中間抽吸區(qū)進(jìn)行吸抽保證發(fā)汗氣膜穩(wěn)定流動(dòng)；下游發(fā)汗區(qū)用于再次發(fā)汗，對(duì)下游區(qū)域形成熱防護(hù)；

5、測(cè)量控制單元測(cè)量上游發(fā)汗區(qū)熱流，并調(diào)控上游發(fā)汗區(qū)的初次發(fā)汗、中間抽吸區(qū)的吸抽及下游發(fā)汗區(qū)的再次發(fā)汗。

6、優(yōu)選的，上游發(fā)汗區(qū)飛行器頭錐或舵翼前緣設(shè)置的凹槽區(qū)域，包括冷氣瓶、冷氣腔和多孔介質(zhì)；

7、冷氣腔位于凹槽下部，多孔介質(zhì)位于凹槽上部，冷氣瓶連接冷氣腔。

8、優(yōu)選的，中間抽吸區(qū)和下游發(fā)汗區(qū)的結(jié)構(gòu)相同，均為飛行器表面設(shè)置的凹槽區(qū)域，包括位于凹槽上部的多孔介質(zhì)和下部的冷氣腔。

9、優(yōu)選的，上游發(fā)汗區(qū)至中間抽吸區(qū)的最優(yōu)距離以及中間抽吸區(qū)至下游發(fā)汗區(qū)之間的最優(yōu)距離在方案階段根據(jù)來(lái)流狀態(tài)和應(yīng)用區(qū)域特征尺寸通過(guò)數(shù)值仿真確定。

10、優(yōu)選的，測(cè)量控制單元包括數(shù)據(jù)采集器、控制器、熱流傳感器、電子穩(wěn)壓閥、電子截止閥和微型壓電泵；具體的：

11、熱流傳感器嵌入式封裝在上游發(fā)汗區(qū)的多孔介質(zhì)內(nèi)部；

12、電子穩(wěn)壓閥安裝在上游發(fā)汗區(qū)的冷氣瓶和冷氣腔之間；

13、電子截止閥和微型壓電泵安裝在中間抽吸區(qū)與下游發(fā)汗區(qū)之間的管路上。

14、優(yōu)選的，中間抽吸區(qū)和下游發(fā)汗區(qū)的數(shù)量根據(jù)具體使用情況確定。

15、另一方面提供一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)方法，包括：

16、飛行器在飛行過(guò)程中，數(shù)據(jù)采集器實(shí)時(shí)獲取熱流傳感器的測(cè)量值，并發(fā)送給控制器；

17、當(dāng)熱流傳感器測(cè)得的實(shí)際熱流值大于設(shè)計(jì)值時(shí)，控制器將電子穩(wěn)壓閥由關(guān)閉狀態(tài)轉(zhuǎn)換為開(kāi)啟狀態(tài)，使冷卻氣體從冷氣瓶中沿管路依次進(jìn)入上游發(fā)汗區(qū)的冷氣腔和多孔介質(zhì)，完成換熱后流出飛行器表面；

18、控制器將電子截止閥由關(guān)閉狀態(tài)轉(zhuǎn)換為開(kāi)啟狀態(tài)，并控制微型壓電泵工作，使流出飛行器表面的冷卻氣體在來(lái)流氣體正壓和中間抽吸區(qū)負(fù)壓的共同作用下，沿飛行器表面向下游流動(dòng)，當(dāng)流動(dòng)到中間抽吸區(qū)時(shí)，一部分冷卻氣體繼續(xù)向下游流動(dòng)，另一部分氣體在微型壓電泵的作用下進(jìn)入中間抽吸區(qū)的多孔介質(zhì)、冷氣腔，后經(jīng)管路到達(dá)下游發(fā)汗區(qū)的冷氣腔和多孔介質(zhì)，最終再次流出飛行器表面后向下游繼續(xù)流動(dòng)，從而提高發(fā)汗氣膜鋪展性。

19、本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：

20、(1)本發(fā)明在發(fā)汗冷卻的基礎(chǔ)上，提出了在下游布置抽吸區(qū)域的思路，解決了高機(jī)動(dòng)飛行過(guò)程中，發(fā)汗冷卻氣膜鋪展性差的問(wèn)題，能夠有效提高發(fā)汗降熱減阻的效果；

21、(2)本發(fā)明在抽吸區(qū)下游布置了再發(fā)汗區(qū)，且抽吸區(qū)和再發(fā)汗區(qū)通過(guò)微型壓電泵實(shí)現(xiàn)聯(lián)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)了冷卻氣體的再次利用，在提高發(fā)汗降熱減阻效果的同時(shí)能夠降低工質(zhì)使用量，提升飛行器的運(yùn)載效率。

技術(shù)特征：

1.一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于包括：上游發(fā)汗區(qū)(1)、中間抽吸區(qū)(2)、下游發(fā)汗區(qū)(3)和測(cè)量控制單元(4)；其中：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于：上游發(fā)汗區(qū)(1)飛行器頭錐或舵翼前緣設(shè)置的凹槽區(qū)域，包括冷氣瓶(11)、冷氣腔(12)和多孔介質(zhì)(13)；

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于：中間抽吸區(qū)(2)和下游發(fā)汗區(qū)(3)的結(jié)構(gòu)相同，均為飛行器表面設(shè)置的凹槽區(qū)域，包括位于凹槽上部的多孔介質(zhì)和下部的冷氣腔。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于：上游發(fā)汗區(qū)(1)至中間抽吸區(qū)(2)的最優(yōu)距離以及中間抽吸區(qū)(2)至下游發(fā)汗區(qū)(3)之間的最優(yōu)距離在方案階段根據(jù)來(lái)流狀態(tài)和應(yīng)用區(qū)域特征尺寸通過(guò)數(shù)值仿真確定。

5.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于：測(cè)量控制單元(4)包括數(shù)據(jù)采集器(41)、控制器(42)、熱流傳感器(43)、電子穩(wěn)壓閥(44)、電子截止閥(45)和微型壓電泵(46)；具體的：

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)，其特征在于：中間抽吸區(qū)(2)和下游發(fā)汗區(qū)(3)的數(shù)量根據(jù)具體使用情況確定。

7.一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)方法，其特征在于包括：

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明提供一種提高飛行器外表面發(fā)汗氣膜鋪展性的熱防護(hù)系統(tǒng)及方法，熱防護(hù)系統(tǒng)包括上游發(fā)汗區(qū)、中間抽吸區(qū)、下游發(fā)汗區(qū)和測(cè)量控制單元；上游發(fā)汗區(qū)位于飛行器頭錐或舵翼前緣，中間抽吸區(qū)和下游發(fā)汗區(qū)通過(guò)管路連通，依次沿飛行中的氣流方向排列在上游發(fā)汗區(qū)下游的飛行器表面；測(cè)量控制單元用于測(cè)量發(fā)汗區(qū)熱流，并通過(guò)控制電子穩(wěn)壓閥、電子截止閥和微型壓電泵的狀態(tài)、對(duì)上游發(fā)汗區(qū)的初次發(fā)汗、中間抽吸區(qū)的吸抽及下游發(fā)汗區(qū)的再次發(fā)汗進(jìn)行調(diào)控；本發(fā)明通過(guò)在發(fā)汗下游布置抽吸區(qū)，提高發(fā)汗氣膜鋪展性；在抽吸區(qū)下游布置再發(fā)汗區(qū)域，且抽吸區(qū)與再發(fā)汗區(qū)通過(guò)壓電泵聯(lián)動(dòng)，實(shí)現(xiàn)冷卻氣體的再利用。

技術(shù)研發(fā)人員：陳忠燦,張凱,劉森陽(yáng),陳民,鄭小鵬,趙山杉,武健輝,趙月,李楓,賀淇楝,徐峰濤,陳銳豪,雷建長(zhǎng),趙民,王小輝
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6