[发明专利]一种用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法

权利要求书

1.一种用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法，其特征在于，在所述飞行器迎风面壁面处布置喷流减阻防热系统，所述喷流减阻防热系统包括若干喷管，所述喷管沿所述飞行器迎风面壁面的来流方向进行顺向喷流，能够有效降低压阻和摩阻，且在实现喷流减阻的同时起到防热作用，不同喷流条件下喷流下游均存在热流减少效应，热流减少区域覆盖锥段且延伸至柱段；

所述喷管为声速或超声速喷管；

所述喷管沿尖锥体的锥段周向均匀排布，形成阵列覆盖周向范围，覆盖角度范围占迎风面角度范围50%~100%，喷管轴线与壁面切平面以及喷管当地来流方向成锐角。

2.根据权利要求1所述的用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法，其特征在于，所述喷管的最小出口静压大于无喷流时飞行器绕流在喷管布置处的壁面压力，所述喷管的最大出口静压应保证干扰产生的激波不脱体，避免喷流引起上游流动分离。

3.根据权利要求1所述的用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法，其特征在于，喷流出口马赫数为1-2马赫，喷流静压比为10-40。

4.根据权利要求1所述的用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法，其特征在于，确定所述喷管的出口静压及出口总面积，包括以下步骤：

（1）确定飞行器的各飞行剖面设计点中喷流减阻防热系统需达到的减阻数值D，给定预估的喷流减阻放大因子K，K1，得到所需的喷流真空净推力F= D/K；

（2）确定飞行剖面全过程中喷流减阻防热系统工质质量消耗m以及喷流减阻防热系统工作时间t，得到喷流流量Q=m/t；

（3）根据喷流真空净推力F和喷流流量Q确定喷管的出口静压p及喷管的出口总面积A；

（4）依据喷管的出口总面积A，确定喷管布置数量以及每个喷管的出口面积、喷管布置位置、喷管轴线方向，喷管排布方式为沿周向布置，喷管的出口静压均为p；

（5）依据步骤（1）-（4）得到喷流减阻防热系统初始设计后，为了满足飞行器总体设计需求，在数值计算或实验基础上对喷流减阻防热系统的设计参数进行迭代优化，确定喷流减阻防热系统的最终方案。

5.根据权利要求4所述的用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法，其特征在于，所述步骤（3）具体为：

（1）

其中，F为喷流真空净推力，p为喷管的出口静压，A为喷管的出口总面积，γ为给定工质比热比，M为给定设计喷流出口马赫数，M≥1；（2）

其中，Q为喷流流量，p₀为喷管入口总压，A为喷管的出口总面积，q(M)为流量系数，R为喷流工质的气体常数, γ为给定工质比热比，T₀为给定喷流工作总温；

（3）

（4）

联立公式(1)-(4)，确定喷管的出口静压p及喷管的出口总面积A。