一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器的制作方法

1.本发明涉及高超声速飞行器热防护技术领域，尤其是涉及一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器。


背景技术：

2.高超声速飞行器高速飞行时，其头锥在无热防护措施下的表面温度可达2000至3000摄氏度，无法使部件外形结构保持高温下的完整。因此，需要对头锥进行热防护。适用于长航时、宽速域、高超声速飞行的局部热防护技术也是高超声速飞行器相关未来关键技术应用的关键点。
3.现有高超声速飞行器头锥的热防护技术主要有烧蚀被动热防护技术、热管疏导热防护技术、对流主动冷却热防护技术：
4.(1)烧蚀被动热防护技术将烧蚀材料包覆在需要防热的壳体表面，在烧蚀材料受热分解和氧化燃烧过程中通过热解气体和燃烧产物的不断流失将热量从壳体表面带走，从而获得热防护效果。此种技术由于损耗烧蚀材料而难以长时间保持部件外形完整。
5.(2)热管疏导被动热防护技术在高温金属腔内附设毛细结构层，并在腔内充入碱金属工质。当头锥外表面受气动加热时，附设毛细结构层的锥体热管外壁面作为蒸发端，碱金属工质在毛细结构中形成薄膜结构并蒸发吸热，金属蒸汽在腔内压差作用下流向锥体热管内壁，在冷凝端冷凝放热，冷凝后的液体在毛细力作用下流向蒸发端，如此形成流体流动和换热循环。由于这种相变换热的高效性，锥体热管总体上呈现良好的均温性，既降低了锥体头部温度，又降低了结构内部温度梯度引起的热应力。然而，一方面，此种技术由于存在工作极限，难以在较高马赫数飞行时、面临更高气动热环境下稳定工作；另一方面，现有热管疏导被动热防护技术在整个头锥本体内形成锥形热疏腔体，在此种锥体热管构型下，液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时，腔体空间急剧增大，导致蒸汽密度和压力不足，难以形成工质循环流动，从而难以应用到头锥的热防护中。
6.(3)对流主动冷却热防护技术中，逆向喷流热防护作为一种主动高效冷却方式，能够将锥体头部激波推离受热部件，改善受热环境，并在锥体表面产生对流换热，缓解气动加热的严重程度，其冷却效率高，较适用于高马赫数、大热流密度下的部件冷却，但长时间飞行时需要携带大量冷却工质，载荷代价较高。


技术实现要素：

7.针对现有技术存在的问题，本发明提供一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器，利用简单的结构巧妙地将热管疏导被动防热结构、凹腔被动防热结构、射流冲击主动防热结构、逆向喷流主动防热结构组合在一个装置中，能够根据高速飞行时气动热环境的严重程度展开不同防热方式间的耦合，实现头锥的自适应主被动复合热防护，大大提高了热防护效率，增强了热防护效果。
8.本发明的技术方案为：
9.一种高超声速飞行器头锥，包括外壳体1，所述外壳体1内部设置有内壳体2，所述外壳体1、内壳体2均为锥形，所述外壳体1的头端中部与所述内壳体2的头端中部通过连接管7连接，所述连接管7的中部开设有贯穿所述外壳体1的头端与所述内壳体2的头端的喷流孔；
10.所述外壳体1的尾端与所述内壳体2的尾端通过环形的尾板9密封连接，所述外壳体1与所述内壳体2、连接管7、尾板9之间形成疏热外腔且沿径向设置有侧肋8，所述侧肋8有多个且沿所述外壳体1的周向均匀分布，所述侧肋8将所述疏热外腔分隔为多个子腔室，所述子腔室的内壁设置有毛细结构层，所述子腔室内充有碱金属工质；
11.所述内壳体2的尾部内侧壁设置有后端盖3，所述内壳体2与所述后端盖3之间形成冲击射流内腔，所述后端盖3的中部开设有与所述喷流孔共轴的安装孔，所述安装孔内设置有冷却管4，所述冷却管4的外径小于所述安装孔的内径，所述冷却管4的头端位于所述内壳体2内部、尾端穿过所述安装孔后伸出所述内壳体2，所述冷却管4的头端封闭且设置有半球形头部6，所述半球形头部6的外径大于所述喷流孔的内径，所述冷却管4的位于所述内壳体2内部的部分沿径向向外延伸有冲击射流管5，所述冲击射流管5有两个以上且沿所述冷却管4的周向均匀分布。
12.进一步的，所述冲击射流管5有四个。
13.进一步的，所述侧肋8有四个。
14.进一步的，所述外壳体1、内壳体2、连接管7、侧肋8、尾板9一体成型。
15.进一步的，所述外壳体1、内壳体2、连接管7、侧肋8、尾板9、后端盖3的材质均为高温合金。
16.进一步的，所述冷却管4的材质为金属。
17.进一步的，包括温度传感器、驱动传动装置、控制器；所述温度传感器设置在其中一个所述子腔室内，所述温度传感器的输出端与所述控制器的输入端连接，所述驱动传动装置与所述冷却管4的尾部外壁连接，所述驱动传动装置的动力元件的输入端与所述控制器的输出端电连接，所述温度传感器用于对所述子腔室内部的温度进行测量并将测得的温度数据传输给所述控制器，所述控制器用于在所述温度低于预设的温度阈值时发送第一控制信号给所述动力元件、在所述温度等于或高于预设的温度阈值时发送第二控制信号给所述动力元件，所述驱动传动装置用于在接收到所述第一控制信号时控制所述冷却管4向靠近所述喷流孔的方向运动、在接收到所述第二控制信号时控制所述冷却管4向远离所述喷流孔的方向运动。
18.一种高超声速飞行器，所述高超声速飞行器的前端安装有所述的高超声速飞行器头锥。
19.本发明的有益效果为：
20.(1)本发明通过在锥形外壳体内部设置锥形内壳体、在内外壳体头端间设置连接管、在内外壳体尾端用尾板密封连接形成疏热外腔并设置侧肋将疏热外腔分隔为多个子腔室、在子腔室内壁设置毛细结构层、在子腔室内充入碱金属工质，形成多个随形金属热管外腔体，一方面，实现了热管疏导被动防热，能够对头锥进行快速热疏导，使得气动加热最严重的驻点区域温度峰值得以降低，使头锥外表面呈现较好的均温性，既降低了温度梯度又降低了金属结构内部温度梯度引起的热应力；另一方面，相比于现有技术中在整个头锥本
体内形成锥形热疏腔体的热管疏导被动热防护技术来说，通过内外壳体与侧肋结构将外壳体内部较大的空间分隔成多个较小的子腔室，从而将热管的工作工质封闭在更为有限的空间内，使得液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时有足够的蒸汽密度和压力，容易形成工质循环流动，解决了现有锥体热管构型存在的液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时腔体空间急剧增大引起蒸汽密度和压力不足导致难以形成工质循环流动的技术问题，且大大提高了热管疏导被动防热的效率，大大增强了热防护效果。
21.(2)本发明通过在连接管中开设贯穿内外壳体头端的喷流孔、在内壳体尾部设置后端盖、在后端盖中部开设安装孔、在安装孔内设置外径小于安装孔内径的冷却管、在冷却管头端封闭且设置半球形头部，能够在低马赫数飞行时，控制冷却管向喷流孔方向运动，从而使半球形头部前移抵在喷流孔尾端，呈现喷流孔关闭状态，形成驻点区可开合的凹腔体，实现凹腔被动防热，从而利用来流在凹腔中的震荡所引起的能量耗散来降低飞行器表面的热流，进一步增强热防护效果。
22.(3)本发明通过在内壳体尾部内侧壁设置后端盖形成冲击射流内腔，通过在后端盖中部开设安装孔、在安装孔内设置外径小于安装孔内径的冷却管、在冷却管周向均匀设置指向内壳体的冲击射流管形成冲击射流装置，从而形成射流冲击主动冷却内腔体，能够在高马赫数飞行时，控制冷却管向远离喷流孔的方向运动，使半球形头部与喷流孔尾端呈打开状态，一方面，能够利用冲击射流装置将冷却气体经冷却管送入冲击射流管由射流孔冲击至内壳体的内表面，对内壳体进行冲击强化冷却，实现射流冲击主动防热，同时加速了随形金属热管外腔体内蒸汽在冷凝端的冷凝放热，加速了随形金属热管外腔体内的工质流动与换热循环，大幅提高了随形金属热管外腔体的热疏导效率，扩展了随形金属热管外腔体的高温工作范围；另一方面，射流冲击至内壳体中的冷却气体经冲击过程后由驻点区域的喷流孔逆向喷出，对头锥外表面进行对流冷却，具体的，逆喷而出的冷却气体能够改变头锥外部流场，使脱体激波远离外壳体，降低驻点区域气动加热的严重程度，促使驻点温度降低，同时在外壳体的表面形成一层保护气膜，实现逆向喷流主动防热，进一步提升了冷却效率、强化了冷却效果。
23.(4)本发明利用简单的结构巧妙地将热管疏导被动防热结构、凹腔被动防热结构、射流冲击主动防热结构、逆向喷流主动防热结构组合在一个装置中，能够根据高速飞行时气动热环境的严重程度控制喷流孔的开合，展开不同防热方式间的耦合，各取所长，实现头锥的自适应主被动复合热防护，大大提高了热防护效率，增强了热防护效果，减小了结构所受的热应力，且根据环境需求开启逆向喷流热防护，节省了冷却工质的使用量，解决了现有逆向喷流热防护技术在长时间飞行时需要携带大量冷却工质造成较高载荷代价的技术问题，可靠性、灵活性高，适用于长航时、宽速域的可重复使用的高超声速飞行器热防护。
24.(5)本发明通过在子腔室内设置温度传感器、在冷却管的尾部外壁设置驱动传动装置并设置控制器与温度传感器及驱动传动装置的动力元件连接，能够根据子腔室内部的温度来自动控制冷却管的前后运动，实现不同防热方式的自动切换，即在温度低于预设的温度阈值时控制冷却管向靠近喷流孔的方向运动以关闭喷流孔进行凹腔被动防热，温度等于或高于预设的温度阈值时控制冷却管向远离喷流孔的方向运动以打开喷流孔进行射流冲击主动防热与逆向喷流主动防热。
附图说明
25.图1为具体实施方式中本发明的高超声速飞行器头锥的主视图。
26.图2为图1的a-a向剖示图。
27.图3为图2的b-b向剖示图。
28.图4为图2的c-c向剖示图。
29.图5为具体实施方式中本发明的高超声速飞行器头锥中冲击射流通道的立体结构示意图。
30.图中，1—外壳体，2—内壳体，3—后端盖，4—冷却管，5—冲击射流管，6—半球形头部，7—连接管，8—侧肋，9—尾板。
具体实施方式
31.下面将结合附图和具体实施方式，对本发明作进一步描述。
32.如图1、图2、图3所示，本发明的高超声速飞行器头锥包括外壳体1，所述外壳体1内部设置有内壳体2，所述外壳体1、内壳体2均为锥形，所述外壳体1的头端中部与所述内壳体2的头端中部通过连接管7连接，所述连接管7的中部开设有贯穿所述外壳体1的头端与所述内壳体2的头端的喷流孔；
33.所述外壳体1的尾端与所述内壳体2的尾端通过环形的尾板9密封连接，所述外壳体1与所述内壳体2、连接管7、尾板9之间形成疏热外腔且沿径向设置有侧肋8，所述侧肋8有多个且沿所述外壳体1的周向均匀分布，所述侧肋8将所述疏热外腔分隔为多个子腔室，所述子腔室的内壁设置有毛细结构层(图中未示出)，所述子腔室内充有碱金属工质；
34.所述内壳体2的尾部内侧壁设置有后端盖3，所述内壳体2与所述后端盖3之间形成冲击射流内腔，所述后端盖3的中部开设有与所述喷流孔共轴的安装孔，所述安装孔内设置有冷却管4，所述冷却管4的外径小于所述安装孔的内径，如图4所示，所述冷却管4的头端位于所述内壳体2内部、尾端穿过所述安装孔后伸出所述内壳体2，所述冷却管4的头端封闭且设置有半球形头部6，所述半球形头部6的外径大于所述喷流孔的内径，所述冷却管4的位于所述内壳体2内部的部分沿径向向外延伸有冲击射流管5，所述冲击射流管5有两个以上且沿所述冷却管4的周向均匀分布。
35.本发明通过在锥形外壳体1内部设置锥形内壳体2、在内外壳体头端间设置连接管7、在内外壳体尾端用尾板9密封连接形成疏热外腔并设置侧肋8将疏热外腔分隔为多个子腔室、在子腔室内壁设置毛细结构层、在子腔室内充入碱金属工质，形成多个随形金属热管外腔体，一方面，实现了热管疏导被动防热，能够对头锥进行快速热疏导，使得气动加热最严重的驻点区域温度峰值得以降低，使头锥外表面呈现较好的均温性，既降低了温度梯度又降低了金属结构内部温度梯度引起的热应力；另一方面，相比于现有技术中在整个头锥本体内形成锥形热疏腔体的热管疏导被动热防护技术来说，通过内外壳体与侧肋结构将外壳体内部较大的空间分隔成多个较小的子腔室，从而将热管的工作工质封闭在更为有限的空间内，使得液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时有足够的蒸汽密度和压力，容易形成工质循环流动，解决了现有锥体热管构型存在的液体工质在锥体头部蒸发后流向锥体尾端时腔体空间急剧增大引起蒸汽密度和压力不足导致难以形成工质循环流动的技术问题，且大大提高了热管疏导被动防热的效率，大大增强了热防护效果。
36.随形金属热管外腔体的各部分可以分开成型然后连接在一起，也可以一体成型。本实施例中，所述外壳体1、内壳体2、连接管7、侧肋8、尾板9一体成型。
37.本发明通过在连接管7中开设贯穿内外壳体头端的喷流孔、在内壳体2尾部设置后端盖3、在后端盖3中部开设安装孔、在安装孔内设置外径小于安装孔内径的冷却管4、在冷却管4头端封闭且设置半球形头部6，能够在低马赫数飞行时，控制冷却管4向喷流孔方向运动，从而使半球形头部6前移抵在喷流孔尾端，呈现喷流孔关闭状态，形成驻点区可开合的凹腔体，实现凹腔被动防热，从而利用来流在凹腔中的震荡所引起的能量耗散来降低飞行器表面的热流，进一步增强热防护效果。
38.本发明通过在内壳体2尾部内侧壁设置后端盖3形成冲击射流内腔，通过在后端盖3中部开设安装孔、在安装孔内设置外径小于安装孔内径的冷却管4、在冷却管4周向均匀设置指向内壳体2的冲击射流管5形成冲击射流装置，从而形成射流冲击主动冷却内腔体，能够在高马赫数飞行时，控制冷却管4向远离喷流孔的方向运动，使半球形头部6与喷流孔尾端呈打开状态，一方面，能够利用冲击射流装置将冷却气体经冷却管4送入冲击射流管5由射流孔冲击至内壳体2的内表面，对内壳体2进行冲击强化冷却，实现射流冲击主动防热，同时加速了随形金属热管外腔体内蒸汽在冷凝端的冷凝放热，加速了随形金属热管外腔体内的工质流动与换热循环，大幅提高了随形金属热管外腔体的热疏导效率，扩展了随形金属热管外腔体的高温工作范围；另一方面，射流冲击至内壳体2中的冷却气体经冲击过程后由驻点区域的喷流孔逆向喷出，对头锥外表面进行对流冷却，具体的，逆喷而出的冷却气体能够改变头锥外部流场，使脱体激波远离外壳体1，降低驻点区域气动加热的严重程度，促使驻点温度降低，同时在外壳体1的表面形成一层保护气膜，实现逆向喷流主动防热，进一步提升了冷却效率、强化了冷却效果。
39.其中，冲击射流管5的数量可以根据需求设置。本实施例中，如图4所示，冲击射流管5设置有四个，冷却管4的材质为金属。
40.侧肋8的数量可以根据需求设置，通过调整侧肋8的数量来调整分隔出的子腔室的数量，从而调整子腔室的空间大小。本实施例中，如图3所示，侧肋8设置有4个，将疏热外腔分隔为4个空间更为有限的子腔室。
41.本实施例中，所述外壳体1、内壳体2、连接管7、侧肋8、尾板9、后端盖3均采用高温合金材质，能够提升防热效果。
42.本发明利用简单的结构巧妙地将热管疏导被动防热结构、凹腔被动防热结构、射流冲击主动防热结构、逆向喷流主动防热结构组合在一个装置中，能够根据高速飞行时气动热环境的严重程度控制喷流孔的开合，展开不同防热方式间的耦合，各取所长，实现头锥的自适应主被动复合热防护，大大提高了热防护效率，增强了热防护效果，减小了结构所受的热应力，且根据环境需求开启逆向喷流热防护，节省了冷却工质的使用量，解决了现有逆向喷流热防护技术在长时间飞行时需要携带大量冷却工质造成较高载荷代价的技术问题，可靠性、灵活性高，适用于长航时、宽速域的下一代可重复使用的高超声速飞行器热防护。
43.下面结合附图说明本发明的工作原理：
44.本发明的头锥可以根据高速飞行时气动热环境的严重程度进行不同冷却方式的组合。在低马赫数飞行时，热流密度低，采用随形金属热管外腔体的热管疏导被动防热方式进行主导热防护，也可同时附加凹腔被动防热；随着马赫数的持续增高，热流密度增高，头
锥面临极端加热环境，可附加射流冲击主动防热与逆向喷流主动防热，冷流首先对疏导式热管的冷凝端壁面强化冲击冷却，进一步提升疏导式热管的热疏导效率，继而冷气由锥体头部逆喷出流，通过推离头部激波和在锥体表面形成对流冷却的作用下，达到更好的防热效果。其中，锥体头部喷流孔在射流冲击主动冷却内腔体内中心冷却管的轴向移动作用下实现开合，可在低马赫数飞行时形成凹腔被动防热结构、在高马赫数飞行时形成逆向喷流主动防热结构。这种随着飞行状态和气动加热严重程度而控制主动冷却方式的启动与关闭并控制冷却工质流量大小的方式，配合热管疏导被动防热方式与凹腔被动防热方式，能够解决长航时、宽速域、高超声速飞行时的局部热防护问题。
45.为了实现不同防热方式间的自动耦合，本实施例中，还设置温度传感器、驱动传动装置、控制器。所述温度传感器设置在其中一个所述子腔室内，所述温度传感器的输出端与所述控制器的输入端连接，所述驱动传动装置与所述冷却管4的尾部外壁连接，所述驱动传动装置的动力元件的输入端与所述控制器的输出端电连接，所述温度传感器用于对所述子腔室内部的温度进行测量并将测得的温度数据传输给所述控制器，所述控制器用于在所述温度低于预设的温度阈值时发送第一控制信号给所述动力元件、在所述温度等于或高于预设的温度阈值时发送第二控制信号给所述动力元件，所述驱动传动装置用于在接收到所述第一控制信号时控制所述冷却管4向靠近所述喷流孔的方向运动、在接收到所述第二控制信号时控制所述冷却管4向远离所述喷流孔的方向运动。其中，驱动传动装置可以为各种形式，只要能够实现冷却管4的直线往复运动即可。驱动传动装置包括动力元件与传动机构，可以为电机带动凸轮传动机构或齿轮齿条传动机构，还可以为液压驱动传动机构。
46.此外，还可以根据需求对进入冷却管4的冷却工质的压力进行控制，从而控制冲击射流管5的射流速度与喷流孔的喷流速度，实现射流冲击主动防热与逆向喷流主动防热强度的控制。
47.本发明还提供一种高超声速飞行器，所述高超声速飞行器的前端安装有所述的高超声速飞行器头锥。
48.显然，上述实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。上述实施例仅用于解释本发明，并不构成对本发明保护范围的限定。基于上述实施例，本领域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，也即凡在本技术的精神和原理之内所作的所有修改、等同替换和改进等，均落在本发明要求的保护范围内。