本技术涉及一种飞行器热端部件的发汗冷却系统,该系统通过多孔结构实现冷却剂的稳定供给。热端部件沿飞行器前进方向密集分布定向孔隙通道,以优化冷却效果。
背景技术
飞行器在高速飞行过程中,其驻点区域、翼前缘等热端部位会遭受严酷的气动加热,发动机燃烧室、喉部也会面临极端热荷载,随着日益对飞行器赋予任务的提高(如更高的飞行速度、更多的飞行时长、更准确的落点精度、可重复使用等需求),发汗冷却主动热防护技术被认为是最具有发展潜力的热防护技术之一。
然而,在实际飞行过程中,飞行器热端部件(包括飞行器驻点区域、翼前缘、发动机燃烧室等非平板形状的异形结构件,以下以驻点区域热端部件为例,其它热端部件也同样适用)遭受严酷且变化的气动载荷作用,现有技术以均匀随机孔隙作为冷却剂载体的多孔结构,难以应对变化的气动载荷(包含气动热载荷和气动力载荷)。例如飞行过程中,驻点位置遭受的气动载荷最为严酷,同时也最需要更多的冷却剂流量分配来满足热防护效果,但是,由于驻点位置温度相较于驻点区域其它位置温度较高,冷却剂出口所受的来流气动载荷阻力最大,冷却剂会更倾向从驻点区域温度较低,来流阻力较小的位置流出,导致温度较高的驻点位置难以得到稳定供给的冷却剂,无法进行有效冷却从而引发热端部件高温烧坏,导致整个热防护系统失效。
目前,在变化来流环境下,还没有针对飞行器热端部件(包括飞行器驻点区域、翼前缘、发动机燃烧室等非平板形状的异形结构件)的发汗冷却系统中冷却剂稳定供给及调控的技术及方法,亟需研制相关解决的技术方案。
实现思路