[发明专利]一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种用于飞行器局部的逆向溢流降低热流率的方法。

背景技术

最早关于溢流冷却的研究是切向的射流来形成膜，以使得热流降低。最早是在1946年，Wieghardt为解决机翼结冰而进行了热空气除冰的研究。1966年，Goldstein等人最先对Ma＝3的超声速流动中的切向声速射流进行了实验研究。1970年，Parthasarthy和Zakkay对Ma＝6的主流中的不同制冷剂(氦气、氢气和氩气)的近切向喷射进行了实验研究。1970～1971年，Cary和Hefner对Ma＝6的主流中的平板气膜冷却进行了实验研究，制冷剂为空气。

他们的研究发现，Ma＝6的超声速流动中的气膜冷却效果明显高于相同喷射结构下的亚声速和Ma＜6的超声速流动中的气膜冷却效果，不同气体的气膜冷却效率可以表示成相同的指数形式，并且在制冷剂喷口下游，表面摩擦阻力下降。

1975年，Eiswirth等人对导弹弹头处的光学窗口进行了实验研究。主流为Ma＝6，射流分别为氦气、氮气、六氟化硫以及氦氩混合气体.实验发现，制冷剂的比热和流量对冷却效果的影响很大，喷缝高度、射流温度和主流雷诺数的影响次之。80年代，麦道宇航系统公司的J.A.Majeski在一个全尺寸头罩模型上，对气膜冷却的效果进行了理论与试验研究。

而最早在驻点区进行射流降低热流是出现在1995年Shigeru ASO等实验使用传统激波风洞，通过对钝头体的24o位置进行环状开槽，并通过喷出冷空气的方法，来获得冷膜覆盖降低热流的方式。测试条件是在流场马赫数M＝4.25，P0＝0.45-0.60MPa时，T0＝408K和449雷诺数＝4.4-5.4。在实验中的两个大规模的模型表面切线方向和正常的方式进行喷流，并有两个方向的结果进行了比较。在两个方向上的显着下降表面热流，同时切向是更有效的热保护方式。Shigeru Aso并且在1997年对其实验进行数值数值分析，模型为轴对称全N-S方程求解隐式差分方法。采用LU-SGS和AUSMDV格式，并且加入k-ε湍流为压缩性和低Reynolds数效应模型。计算结果表明与实验吻合较好，以及通过对边界层内的流动分析表明，边界层分为两个子层，而内层起着对表面的绝热壁的作用。

2001-2003年J.S.Shang等通过对实验和数值计算来对驻点喷流降低热流以及与头激波的相互作用进行分析。实验是分别采用室温空气和等离子气体作为喷流气体来进行的。实验结果得到了当喷射的总压固定时，由于随着温度的升高使得质量流量的减少的原因，让等离子气体产生的阻力大于室温气体。而在相同质量流量情况下，血等离子气体产生的阻力小于室温气体。虽然能够对比这两者得相对大小，但是要将其量化仍然遥遥无期。

2009年Mahapatra D，在高超声速激波风洞中使用弱离子氩等离子体作为喷流气体，对钝头体在不同喷射压力下的实验测量。利用高速纹影技术对试验模型的流场进行可视化。并且采用加速度天平直接进行力的测量。发现等离子体喷射压力比在一定情况下，虽然动量小于冷流喷射，但是减阻效果却要比其大不少。

发明内容

本发明的目的在于提供一种操作简单方便且效果好的飞行器局部逆向溢流降低热流率的方法。

本发明的一种飞行器局部逆向溢流降低热流率的方法是：从飞行器的局部高热流区域的表面溢流出常温的液体，液体在高热流区域形成薄层将所述飞行器局部高热流区域的表面覆盖，从而降低局部高热流区域表面的热流率。

优选地，所述液体为水。

优选地，所述飞行器的高热流区域的是指升阻比较大的飞行器的尖锥体头部。

本发明通过在飞行器的局部高热流区域的表面持续溢流出常温液体，飞行器在高速飞行的情况下，液体就会在局部高热流区域的表面形成一层薄层，一方面，由于溢流出的液体的流量很少，形成在表面的薄层面积小，主要是覆盖住局部高热流区域，因此对飞行器的主流几乎不存在干扰，而且持续的溢流能够起到很好的降低局部高热流区域的热流的作用。本发明尤其适合用在升阻比大的飞行器的尖锥体头部。

附图说明

图1为应用本发明方法的飞行器结构示意图；

图2为溢流降热实验结果图。

具体实施方式

本发明的逆向溢流是一种主动冷却防热的方法，其是从飞行器的驻点或是预测到的高热流区域的表面溢流出常温液体，比如水，使其在这些区域形成薄层，并覆盖在高热流区域，从而大大降低物体表面的热流率。

由于保护区狭小，用液量很少，因此对主流几乎不存在干扰。