[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

说明书

本发明公开了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，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；所述喷管为声速或超声速喷管，多个喷管沿尖锥体周向或展向均匀排布，形成阵列覆盖周向或展向范围，并对喷管形状尺寸、工作参数进行了优化设置。该方法针对高超声速尖锥体飞行器，其喷流减阻防热系统可设置于飞行器迎风面大部分区域，且能够以不同机制分别降低压阻和摩阻，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。

技术领域

本发明属于飞行器设计领域，涉及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。

背景技术

高超声速飞行器技术是影响未来国际关系格局的关键性技术之一，但是高超声速飞行会引起气动阻力及气动加热问题。其中，气动阻力中压阻占主导，可达总阻2/3，且随飞行马赫数增大而显著增大，严重影响飞行器气动性能；气动加热对应热防护要求，因此对飞行器总体设计提出了严苛的约束条件，上述约束条件往往也会对飞行器气动性能产生额外限制。因此，减阻防热技术是高超声速飞行器技术的关键支撑技术之一。

高超声速出版工程系列专著《空间任务飞行器减阻防热新方法及其应用》中指出，现有减阻防热方法分为主动与被动两类方法。被动方法主要采用特殊的表面材料，严重依赖新材料技术，且受烧蚀环境影响大。主动方法分为迎风凹腔、逆向喷流、减阻杆、能量投放及其组合构型，其中逆向喷流和减阻杆是现有研究中的两类主要方法。减阻杆通过几何约束将飞行器头部脱体激波限制在上游较远处，减阻杆和飞行器头部间形成分离区并产生较弱的分离激波，降低了飞行器头部壁面压力及热流，高热流环境由减阻杆头部承受，现已在美国“三叉戟”导弹中应用。逆向喷流通过喷流实现了类似减阻杆的功能，将脱体激波限制在逆向喷流上游，并在飞行器头部形成回流区减弱头部激波达到减阻防热的目的，此外通过冷却工质的物理化学作用可进一步降低壁面热流。然而，上述主动方法主要针对钝头体飞行器头部钝化产生的波阻，通过流动控制方法将强脱体激波弱化为斜激波达到减阻目的。对于头部钝度较小的尖锥体飞行器，头部波阻占比较小，上述方法减阻效果不显著。

发明内容

针对上述问题，本发明提出了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，针对高超声速尖锥体飞行器，在飞行器迎风面壁面设置喷管进行顺向喷流，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。

本发明采用如下技术方案：

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，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。

进一步，所述喷管为声速或超声速喷管。

进一步，所述喷管沿尖锥体周向均匀排布，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。

进一步，所述喷管沿机身或机翼伸展方向布置，形成阵列覆盖展向范围，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。

进一步，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。

进一步，喷流出口马赫数为1-2马赫，喷流静压比为10-40。

进一步，确定所述喷管的出口静压及出口总面积，包括以下步骤：