[发明专利]飞行器防热瓦缝隙结构部件及设计方法、防热瓦

说明书

本发明涉及一种飞行器防热瓦缝隙结构部件及设计方法、防热瓦，该缝隙结构部件包括T型缝，T型缝交接处的迎风侧壁顶部设有导流槽，导流槽的槽底面呈曲面，深度沿流向缝的方向逐渐减小；飞行器防热瓦缝隙结构部件的边缘处均设有倒角。本发明采取的三维倒角构型可有效避免T型缝迎风侧的高气动加热，解决高超声速飞行器防热瓦缝隙局部高热流问题。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器设计与热防护技术领域，尤其涉及一种飞行器防热瓦缝隙结构部件及设计方法、防热瓦。

背景技术

目前，航天飞机等复杂高超声速飞行器主要选用安装防热瓦作为气动热防护的主要手段。由于热膨胀、气动载荷、装配公差等因素，不可避免地会在防热瓦连接处出现微台阶、缝隙等过渡区域。而缝隙流动伴随的激波/边界层干扰、分离再附、层流到湍流的提前转捩等现象，使得缝隙处气动热环境极为恶劣。研究结果表明：防热瓦缝隙局部高热流区主要集中在T型缝的迎风侧壁(如图1所示)，其峰值热流可达当地无干扰热流值的十几至二十倍。一方面，若设计余量不足，可能造成局部结构被烧坏，进而威胁到整个飞行器的安全；另一方面，若一味增加热防护系统的设计余量，则会减少飞行器的有效载荷，降低飞行器的性能。

因此，针对以上不足，需要提供一种针对高超声速飞行器防热瓦缝隙局部高热流问题的有效手段。

发明内容

(一)要解决的技术问题

本发明要解决的技术问题是解决现有技术中防热瓦的T型缝迎风侧壁气动热环境恶劣，存在局部峰值热流过高的问题。

(二)技术方案

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种飞行器防热瓦缝隙结构部件，该缝隙结构部件包括T型缝，所述T型缝交接处的迎风侧壁顶部设有导流槽，所述导流槽的槽底面呈曲面，深度沿所述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。

优选地，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。

优选地，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°。

优选地，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。

本发明还提供了一种飞行器防热瓦缝隙结构部件设计方法，该方法包括如下步骤：

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。

优选地，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。

优选地，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°。