一种高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构

摘要

本发明公开了一种适合高超声速飞行器前缘冲击+微小直通道冷却结构，包括冲击腔、冲击孔和微小直通道；冲击腔位于高速飞行器前缘头部，冲击腔靠近机体一侧中部轴线位置开设一排冲击孔，冲击孔两端连通冲击腔和供气腔，在冲击腔贴近高速飞行器楔形体表面的上下表面对应冲击孔的位置开设两个微小直通道，冲击孔和对应的微小直通道位于一个平面内，微小直通道两端连通冲击腔和尾部大气。本发明在高热流密度的前缘采用高换热能力的冲击冷却结构，在热流密度不是很大、但换热面积较大的楔形体内表面采用微小直通道冷却结构，换热效率大幅提高。