[發(fā)明專利]一種用于高超聲速尖錐體飛行器的順向噴流減阻防熱方法

有效

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• 申請日: 2022-05-06
• 公開（公告）號: CN114572387B
• 公開（公告）日: 2022-08-12
• 發(fā)明（設計）人: 蔣崇文;韓天依星;胡姝瑤;高振勛;李椿萱
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B64C21/04
• 分類號: B64C21/04;B64C30/00;F42B10/00
• 代理公司: 北京天匯航智知識產(chǎn)權代理事務所(普通合伙) 11987
• 代理人: 黃川

1.一種用于高超聲速尖錐體飛行器的順向噴流減阻防熱方法，其特征在于，在所述飛行器迎風面壁面處布置噴流減阻防熱系統(tǒng)，所述噴流減阻防熱系統(tǒng)包括若干噴管，所述噴管沿所述飛行器迎風面壁面的來流方向進行順向噴流，能夠有效降低壓阻和摩阻，且在實現(xiàn)噴流減阻的同時起到防熱作用，不同噴流條件下噴流下游均存在熱流減少效應，熱流減少區(qū)域覆蓋錐段且延伸至柱段；

所述噴管為聲速或超聲速噴管；

所述噴管沿尖錐體的錐段周向均勻排布，形成陣列覆蓋周向范圍，覆蓋角度范圍占迎風面角度范圍50%~100%，噴管軸線與壁面切平面以及噴管當?shù)貋砹鞣较虺射J角。

2.根據(jù)權利要求1所述的用于高超聲速尖錐體飛行器的順向噴流減阻防熱方法，其特征在于，所述噴管的最小出口靜壓大于無噴流時飛行器繞流在噴管布置處的壁面壓力，所述噴管的最大出口靜壓應保證干擾產(chǎn)生的激波不脫體，避免噴流引起上游流動分離。

3.根據(jù)權利要求1所述的用于高超聲速尖錐體飛行器的順向噴流減阻防熱方法，其特征在于，噴流出口馬赫數(shù)為1-2馬赫，噴流靜壓比為10-40。

4.根據(jù)權利要求1所述的用于高超聲速尖錐體飛行器的順向噴流減阻防熱方法，其特征在于，確定所述噴管的出口靜壓及出口總面積，包括以下步驟：

（1）確定飛行器的各飛行剖面設計點中噴流減阻防熱系統(tǒng)需達到的減阻數(shù)值D，給定預估的噴流減阻放大因子K，K1，得到所需的噴流真空凈推力F= D/K；

（2）確定飛行剖面全過程中噴流減阻防熱系統(tǒng)工質(zhì)質(zhì)量消耗m以及噴流減阻防熱系統(tǒng)工作時間t，得到噴流流量Q=m/t；

（3）根據(jù)噴流真空凈推力F和噴流流量Q確定噴管的出口靜壓p及噴管的出口總面積A；

（4）依據(jù)噴管的出口總面積A，確定噴管布置數(shù)量以及每個噴管的出口面積、噴管布置位置、噴管軸線方向，噴管排布方式為沿周向布置，噴管的出口靜壓均為p；

（5）依據(jù)步驟（1）-（4）得到噴流減阻防熱系統(tǒng)初始設計后，為了滿足飛行器總體設計需求，在數(shù)值計算或實驗基礎上對噴流減阻防熱系統(tǒng)的設計參數(shù)進行迭代優(yōu)化，確定噴流減阻防熱系統(tǒng)的最終方案。

5.根據(jù)權利要求4所述的用于高超聲速尖錐體飛行器的順向噴流減阻防熱方法，其特征在于，所述步驟（3）具體為：

（1）

其中，F為噴流真空凈推力，p為噴管的出口靜壓，A為噴管的出口總面積，γ為給定工質(zhì)比熱比，M為給定設計噴流出口馬赫數(shù)，M≥1；（2）

其中，Q為噴流流量，p₀為噴管入口總壓，A為噴管的出口總面積，q(M)為流量系數(shù)，R為噴流工質(zhì)的氣體常數(shù), γ為給定工質(zhì)比熱比，T₀為給定噴流工作總溫；

（3）

（4）

聯(lián)立公式(1)-(4)，確定噴管的出口靜壓p及噴管的出口總面積A。