[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
| 申請?zhí)枺?/td> | 202210483128.2 | 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(quán)）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(quán)代理事務所(普通合伙) 11987 | 代理人： | 黃川 |
| 地址： | 100191*** | 國省代碼： | 北京;11 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關鍵詞： | 一種 用于 高超 聲速 錐體 飛行器 噴流 防熱 方法 | ||
本發(fā)明公開了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，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；所述噴管為聲速或超聲速噴管，多個噴管沿尖錐體周向或展向均勻排布，形成陣列覆蓋周向或展向范圍，并對噴管形狀尺寸、工作參數(shù)進行了優(yōu)化設置。該方法針對高超聲速尖錐體飛行器，其噴流減阻防熱系統(tǒng)可設置于飛行器迎風面大部分區(qū)域，且能夠以不同機制分別降低壓阻和摩阻，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。
技術(shù)領域
本發(fā)明屬于飛行器設計領域，涉及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。
背景技術(shù)
高超聲速飛行器技術(shù)是影響未來國際關系格局的關鍵性技術(shù)之一，但是高超聲速飛行會引起氣動阻力及氣動加熱問題。其中，氣動阻力中壓阻占主導，可達總阻2/3，且隨飛行馬赫數(shù)增大而顯著增大，嚴重影響飛行器氣動性能；氣動加熱對應熱防護要求，因此對飛行器總體設計提出了嚴苛的約束條件，上述約束條件往往也會對飛行器氣動性能產(chǎn)生額外限制。因此，減阻防熱技術(shù)是高超聲速飛行器技術(shù)的關鍵支撐技術(shù)之一。
高超聲速出版工程系列專著《空間任務飛行器減阻防熱新方法及其應用》中指出，現(xiàn)有減阻防熱方法分為主動與被動兩類方法。被動方法主要采用特殊的表面材料，嚴重依賴新材料技術(shù)，且受燒蝕環(huán)境影響大。主動方法分為迎風凹腔、逆向噴流、減阻桿、能量投放及其組合構(gòu)型，其中逆向噴流和減阻桿是現(xiàn)有研究中的兩類主要方法。減阻桿通過幾何約束將飛行器頭部脫體激波限制在上游較遠處，減阻桿和飛行器頭部間形成分離區(qū)并產(chǎn)生較弱的分離激波，降低了飛行器頭部壁面壓力及熱流，高熱流環(huán)境由減阻桿頭部承受，現(xiàn)已在美國“三叉戟”導彈中應用。逆向噴流通過噴流實現(xiàn)了類似減阻桿的功能，將脫體激波限制在逆向噴流上游，并在飛行器頭部形成回流區(qū)減弱頭部激波達到減阻防熱的目的，此外通過冷卻工質(zhì)的物理化學作用可進一步降低壁面熱流。然而，上述主動方法主要針對鈍頭體飛行器頭部鈍化產(chǎn)生的波阻，通過流動控制方法將強脫體激波弱化為斜激波達到減阻目的。對于頭部鈍度較小的尖錐體飛行器，頭部波阻占比較小，上述方法減阻效果不顯著。
發(fā)明內(nèi)容
針對上述問題，本發(fā)明提出了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，針對高超聲速尖錐體飛行器，在飛行器迎風面壁面設置噴管進行順向噴流，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。
本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：
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，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。
進一步，所述噴管為聲速或超聲速噴管。
進一步，所述噴管沿尖錐體周向均勻排布，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。
進一步，所述噴管沿機身或機翼伸展方向布置，形成陣列覆蓋展向范圍，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。
進一步，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。
進一步，噴流出口馬赫數(shù)為1-2馬赫，噴流靜壓比為10-40。
進一步，確定所述噴管的出口靜壓及出口總面積，包括以下步驟：
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