[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

本發明涉及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。根據本發明的激波桿裝置的設計方法，通過加裝帶噴流孔的激波桿裝置，并對其相關參數進行優化和選擇，從而實現了飛行器頭部流場的重構，改善頭部附近的力/熱環境，提高了飛行器的設計能力。

技術領域

本發明涉及超聲速飛行器設計和優化領域，尤其涉及一種安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法。

背景技術

隨著世界各國對遠程快速高效打擊平臺和高速可重復使用平臺等空間攻防體系和信息化作戰的需求與日俱增，發展臨近空間高超聲速飛行器技術變得愈發重要。美國、俄羅斯、以及歐洲各國均投入大量經費到該領域技術的研究中，其中主要包括高超聲速飛行器總體設計技術、氣動力/熱一體化技術、高溫長時熱防護技術、高精度GNC技術和發動機技術等。在以上技術中，高超聲速飛行器的減阻和防熱一直是整個設計過程中面臨的最大難題之一。

通常情況下，為滿足火箭、導彈、臨近空間飛行器等超/高超聲速飛行器的熱防護需求并提高其有效載荷，此類飛行器通常采用鈍頭體頭部構型。然而在高超聲速飛行過程中，飛行器頭部會產生強烈的弓形激波，從而引起該區域壓力和熱流的急劇升高，致使阻力迅速增大，溫度快速升高，給整個飛行器的動力和防隔熱系統帶來嚴峻的挑戰。

為了解決飛行器在超/高超聲速飛行過程中阻力和熱流過大的問題，國內外研究者提出了眾多流動控制方法，如激波桿、逆向噴流、迎風凹槽、能量投放等手段，并分別進行了較為深入的研究，研究結果表明激波桿是其中最簡單有效的方式之一。

激波桿結構的引入同樣會帶來一些其他問題，如激波桿頂端需承受更加嚴苛的熱流環境，且激波桿誘導的斜激波會入射到球頭引起的“熱斑”，致使飛行器頭部局部燒蝕。為了減弱激波桿的不利影響，可以考慮在激波桿頂端開逆向噴流孔，一方面將附著在激波桿頂端的激波外推，從而使分離區覆蓋更大的飛行器頭部面積，另一方面在激波桿頂端與高速來流之間增加一層冷氣隔離，從而達到降低激波桿頂端熱流的作用。但噴流孔的位置、幾何構型、以及噴射角和噴流壓比等參數對飛行器前部流場結構影響較大，從而影響整體的減阻和防熱效果。

發明內容

本發明的目的在于解決上述問題，提供一種用于改善飛行器在超聲速飛行過程中頭部的流場結構，從而達到減阻和防熱的目的的安裝于超聲速飛行器頭部的激波桿裝置的設計方法。

為實現上述發明目的，本發明提供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。

根據本發明的一個方面，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。