[发明专利]飞行器防热瓦缝隙结构部件及设计方法、防热瓦

权利要求书

1.一种飞行器防热瓦缝隙结构部件，其特征在于：

包括T型缝，所述T型缝交接处的迎风侧壁顶部设有导流槽，所述导流槽对应T型缝中的流向缝，所述导流槽的导流方向与所述流向缝的方向共面，所述导流槽的槽底面呈曲面，深度沿流向缝的方向逐渐减小；

所述飞行器防热瓦缝隙结构部件的边缘处均设有倒角。

2.根据权利要求1所述的飞行器防热瓦缝隙结构部件，其特征在于：所述导流槽的曲面半径不小于所述T型缝中流向缝的宽度的一半。

3.根据权利要求1所述的飞行器防热瓦缝隙结构部件，其特征在于：所述导流槽的槽底面呈圆柱面，且所述圆柱面的轴线与防热瓦上表面所成夹角α取值范围为30°～45°。

4.根据权利要求3所述的飞行器防热瓦缝隙结构部件，其特征在于：所述导流槽起始的深度根据所述流向缝内主冲击气流的气流偏折角β及气流滞止点位置确定，且最大不超过所述导流槽的槽底面的曲面半径。

5.一种飞行器防热瓦缝隙结构部件设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、对防热瓦缝隙结构部件的T型缝开展气动热环境数值模拟计算，得出第一计算结果，确定T型缝局部高热流区位置、尺寸及流向缝内主冲击气流的气流偏折角β和气流滞止点位置；

S2、根据所述第一计算结果，在T型缝交接处的迎风侧壁顶部开设导流槽，导流槽对应T型缝中的流向缝，导流槽的导流方向与流向缝的方向共面，导流槽的槽底面呈曲面，深度沿流向缝的方向逐渐减小，导流槽边缘均设置倒角；

S3、对开设所述导流槽后的T型缝开展气动热环境数值模拟计算，得出第二计算结果；

S4、根据所述第二计算结果，对所述导流槽的角度、深度及边缘倒角进行修正；

S5、对修正后的T型缝开展气动热数值模拟计算；若热流分布从防热瓦上表面平滑过渡至T型缝内，则结束迭代，否则以步骤S5的计算结果更新所述第二计算结果并返回步骤S4，继续进行修正，重复迭代以获取最优外形。

6.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于：

所述步骤S2中，开设所述导流槽时，令所述导流槽的曲面半径不小于所述T型缝中流向缝的宽度的一半。

7.根据权利要求5所述的设计方法，其特征在于：

所述步骤S2中，开设所述导流槽时，令所述导流槽的槽底面呈圆柱面，且所述圆柱面的轴线与防热瓦上表面所成夹角α取值范围为30°～45°。

8.根据权利要求7所述的设计方法，其特征在于：

所述步骤S1中，开展气动热环境数值模拟计算时，采用有限体积法求解三维NS方程的高超声速气动热数值计算方法与流场显示方法，得出T型缝局部高热流区位置、尺寸，T型缝中流向缝中心线截面压力、密度与流线分布，进而确定T型缝的迎风壁上气流滞止点位置与流向缝内的气流偏折角β。

9.根据权利要求8所述的设计方法，其特征在于：

所述步骤S2中，根据所述第一计算结果确定的气流滞止点位置和气流偏折角β，设置所述导流槽起始的深度及所述圆柱面的轴线与防热瓦上表面所成夹角α，且所述导流槽起始的深度最大不超过所述导流槽的槽底面的曲面半径。

10.一种飞行器防热瓦，其特征在于：

具有如权利要求1-4任一项所述的飞行器防热瓦缝隙结构部件，或

采用如权利要求5-9任一项所述的飞行器防热瓦缝隙结构部件设计方法设计防热瓦缝隙结构部件。