[發明專利]安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法

在審

• 申請號: 201911078389.0
• 申請日: 2019-11-06
• 公開（公告）號: CN110641727A
• 公開（公告）日: 2020-01-03
• 發明（設計）人: 趙飛;左光;石泳;段潤澤;萬千;劉麗玲;徐藝哲;杜若凡;呂凡熹
• 申請（專利權）人: 北京空間技術研制試驗中心
• 主分類號: B64F5/00
• 分類號: B64F5/00
• 代理公司: 11538 北京謹誠君睿知識產權代理事務所(特殊普通合伙)
• 代理人: 陸鑫;延慧

1.一種安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法，包括以下步驟：

a.分析不帶減阻裝置的飛行器初始構型在超聲速飛行工況下所受的流場情況，得到流場信息；

b.根據所述流場信息，初步規劃激波桿裝置初始構型和尺寸參數；

c.基于所述激波桿裝置初始構型，在其上設計噴流結構；

d.分析判斷帶噴流結構的激波桿裝置初始構型是否滿足超聲速飛行器氣動特性要求，不滿足則返回所述b步驟，滿足則確定最終帶噴流結構的激波桿裝置的幾何構型。

2.根據權利要求1所述的安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法，其特征在于，在所述a步驟中，分析不帶減阻裝置的飛行器初始構型在超聲速飛行工況下所受的氣動力，頭部熱流，以及飛行器頭部附近詳細的流場結構，重點關注飛行器在高速巡航工況下的流場構型，確定前緣脫體激波相關參數，包括激波強度、位置、波后壓強、溫度、滯止壓強以及頭部熱流，為后續減阻防熱裝置的相關設計參數提供輸入和參考依據。

3.根據權利要求1所述的安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法，其特征在于，在所述b步驟中，利用仿真與試驗相結合的手段，對激波桿的減阻和防熱效果進行評估，重點分析激波桿的長度l和頂端圓盤直徑d對減阻和防熱效果的影響，分析不同馬赫數、攻角情況下，激波桿裝置構型尺寸對飛行器減阻率及其頭部熱流的作用規律。

4.根據權利要求1所述的安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法，其特征在于，在所述c步驟中，噴流結構具體的設計參數包括內部氣源與來流大氣的噴流壓比P_g/P₀，通過其控制噴流流量和流速，噴流管路的長度和截面積，頂端噴孔數量n，噴孔直徑d，以及噴孔的噴射角。

5.根據權利要求1所述的安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法，其特征在于，在所述d步驟中，利用數值仿真結合風洞試驗手段分析引入帶噴流結構激波桿裝置為飛行器減阻防熱帶來的收益，并綜合考慮激波桿的引入對飛行器重心和壓心位置的影響，判斷是否滿足高超聲速飛行器氣動特性要求，從而確定最終的帶噴流結構激波桿裝置的幾何構型。

6.根據權利要求5所述的安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法，其特征在于，所述帶噴流結構激波桿裝置的幾何構型具體包括激波桿長度、頂盤構型和尺寸、噴流孔直徑和數量、噴射角和噴流壓比。