一种航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置-凯发k8娱乐

本发明涉及航天发动机内窥镜领域，具体是一种航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置。

背景技术：

1、涡轮叶片是航天发动机的核心部件，发动机的推力与稳定性均与之有关。涡轮叶片在高温高压的环境下运转，通过传统的接触式检测仪器无法实时获取叶片的温度及损伤情况，高温内窥镜则可以填补可视化实时检测的空缺。随着发动机技术发展，追求高推力的同时，发动机内部的压力、温度也在随之增加，高温高压环境对内窥镜内部的光学元件精度有着较大的影响，如何降低外界温度对光学元件的影响仍然是研究热点。

2、针对航天发动机舱内部环境复杂，其涡轮叶片工作时，发动机舱内气压可达35mpa，环境最高温度可达1800℃。且发动机舱环境狭窄，运行过程中内部气体变化复杂，同时为应用在飞机上，所使用的机械结构部件的重量应足够轻，体积应足够小。

3、传统光学镜片主要采用二氧化硅作为原材料，但其无法在高温高压的环境下稳定精密的工作，会产生形变，影响成像质量，干扰测量准确性。若均采用耐高温的材料组装内窥镜，其成本则会过高，故目前多使用单一的液冷或气冷对内窥镜进行外界降温，但其降温范围均在中低温领域。气膜冷却技术多使用在发动机涡轮叶片上，通过冷却气体在表面渗出形成气膜，达到隔绝温度效果，提高叶片使用年限，在其他领域应用的则较少。

技术实现思路

1、为适应航天发动机的环境复杂，本发明提供一种航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，采用液冷与气冷相结合的双系统结构，实现在1800℃高温度下对内窥镜的冷却，从而保证光学系统稳定精密运行。

2、本发明的技术凯发k8娱乐的解决方案如下：

3、本冷却装置由内层保护套筒、气冷保护套筒、水冷保护套、外层保护套筒、螺旋走水线、气冷膜柱、进水接口、出水接口、进气接口、法兰盘、分流气孔、机械凸台、气体排出气孔组成，装置通过由进水接头通入冷却液，由出水接头流出，并由进气接头泵入冷却气体，由气体排出气孔排出，实现气冷，液冷双冷却系统。

4、本装置内层保护套筒用于隔绝光学元件与机械冷却系统，保护套筒内侧为光学镜筒，外侧为气冷保护套筒。内层保护套筒前端设有气体排出孔，该排出孔与垂轴面成60°，用于冷却气体排出。在气体排出孔后方5mm处设有气体经分流气孔，该孔与内层保护套筒竖直贯通，连接保护套筒内外两侧，冷却气体经分流气孔对光学镜筒前端镜片吹出冷却气体降温，同时通过对表面吹出气体进行除尘。

5、气冷保护套筒后端通过进气接头泵入冷却气体，冷却气体在气冷保护套筒与内层保护套筒两保护层之间流通，气冷保护套筒上均匀分布着气冷膜柱，泵入气体将充满气冷膜柱，此气冷膜柱增加了冷却气体与冷却液体的接触面积，加强了散热能力。

6、气冷膜柱遵循辐射传热公式q＝εσacos(θ)，设计气冷膜柱与气冷保护套层的倾斜角度，式中q为辐射传热量，ε为表面发射率，σ为stefan-boltzmann常数，acos(θ)为倾斜投影后表面积。

7、气冷保护套筒外侧为水冷保护套筒，通过进水接口在气冷保护套筒与水冷保护套筒之间通入冷却液体。在水冷保护套筒的内表面，覆盖着一周螺旋走水线，泵入的冷却液体，沿着螺旋线式通道覆盖气冷保护套筒表面，完全浸没气冷膜柱，后经出水接口将带有热量的冷却液排出装置，实现降温。

8、螺旋走水线遵循与液体流速与热传导关系公式设计螺旋走水线的间隔宽度，达到冷却液流速最快化，散热率最大化，式中q为热传导率，a是管道的横截面积，dt/dx为温度梯度，d为管道直径。

9、水冷保护套筒外层为外层保护套筒，此套筒直接与高温环境接触，使用镍合金耐高温材料制造，使用氧化锆对内外表面进行喷涂形成致密保护层。为适应发动机舱狭窄、复杂高压环境，整体使用嵌套结构，外径小于70mm。

10、与现有技术相比，本发明的技术效果

11、1)本发明使用镍合金耐高温材料，喷涂氧化锆涂层，形状尺寸均为标准件，加工成型成本低。

12、2)本发明使用液冷、气冷双冷却系统对结构进行冷却，气冷使用膜冷模式进行冷却，液冷使用双层循环模式完成冷却，可实现在狭窄复杂、1800摄氏度、35mpa大气压的发动机舱内，内部光学腔体稳定工作在200℃的温度下。

13、3)本发明在光学窗口处设计了多处出气口，可实现在对套筒气冷的同时完成对光学窗口表面的冷却，并通过气体吹动保持光学窗口表面的洁净。

14、4)本发明光学镜筒与冷却套筒为嵌套式结构，同一直径的型号的光学镜筒均可以适配配套的冷却套筒，实现标准化冷却。

15、5)气冷膜柱遵循q＝εσacos(θ)设计倾斜角度，实现最大散热效率。

16、6)螺旋走水线满足与液体流速与热传导关系公式，实现最高流速，实现最大散热效率。

17、7)整体装置外径小于70mm。

技术特征：

1.一种航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，其特征在于，包括供光学镜筒插入的内层保护套筒，以及由内至外依次套设在该内层保护套筒外的气冷保护套筒2、水冷保护套筒和外层保护套筒；

2.根据权利要求1所述的航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，其特征在于，所述气冷膜柱与气冷保护套层的倾斜角度为70°～77°。

3.根据权利要求1所述的航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，其特征在所述螺旋走水线的间隔宽度为4mm～6mm。

4.根据权利要求1所述的航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，外层保护套筒直径小于70mm，适用于发动机舱复杂狭窄环境。

5.根据权利要求1所述的航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，其特征在于，在所述内层保护套筒内部前端还设有机械凸台，用于固定光学镜筒。

6.根据权利要求1所述的航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，其特征在于，在所述外层保护套筒外壁设有法兰盘固定。

7.根据权利要求1所述的航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，其特征在于，所述外层保护套筒，使用镍合金耐高温材料制造，且内外表面喷涂氧化锆形成致密保护层。

技术总结
本发明公开了一种航天发动机内窥镜的嵌套式冷却装置，涉及高温冷却领域。该装置主要由内层保护套筒，气冷保护套筒，水冷保护套筒，进水接头，出水接头，进气接头，法兰盘，外层保护罩组成。通过使用液冷、气冷膜冷却双冷却系统的方式对内窥镜进行降温，整体结构使用镍合金材料，喷涂氧化锆涂层。能够实现外界环境1800℃高温条件下，内窥镜处于低于250℃的环境下工作。使用嵌套结构，可实现一个冷却装置适配多个不同需求的内窥镜测量要求。

技术研发人员：朱菁,黄喆,杜昆,姚世界,赵佳星,黄惠杰
受保护的技术使用者：中国科学院上海光学精密机械研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/4/17