CN104210649A - 基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置，包括迎风凹腔(1)、集气罐(2)和供气调节组件(3)，所述迎风凹腔(1)设于飞行器的钝头体上，所述迎风凹腔(1)、集气罐(2)、供气调节组件(3)三者之间依次通过输气管路连通；所述迎风凹腔(1)、集气罐(2)之间的输气管路上设有用于放置集气罐(2)中的高压气体逆向流出的单向阀(4)；所述迎风凹腔(1)的唇部为尖形或圆形。本发明无需自带气源、增压效果好、能够适应高空稀薄大气环境、能够大大减轻飞行器质量、应用范围广、对减小钝头体头部的气动加热量效果更加明显。

Description

基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置

技术领域

本发明涉及飞行器领域，具体涉及一种基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置。

背景技术

气动力学控制是高速飞行器的主要挑战之一，DARPA的高超声速飞行器HTV-2首次试验飞行九分钟后就因飞行器控制系统无法修正偏航而坠落；第二次飞行试验增加质量修正的移动部件，但最终同样因为飞行控制问题在飞行十二分钟后坠落。

侧向喷流直接力控制是高速飞行器的一种有效控制手段，具有机动能力强、控制效率高等特点。侧向喷流直接力控制是通过向外高速喷射气体所产生的反作用力控制飞行器的姿态或者轨迹。广泛应用于各类航天器，例如航天飞机的反作用控制系统可以为航天飞机的精确姿态控制和三个轴向移动提供连续推力。在航天飞机与外贮箱分离或者轨道运行(包括轨道变换、交会对接、有效载荷的释放和回收等)以及脱离轨道再入大气层的时候，都需要使用反作用控制系统来控制调整和稳定飞行器的姿态。另外，如果主发动机工作期间因故障而迫使飞行器紧急飞回地面，也通过反作用控制系统来排泄它本身以及轨道机动系统贮存的推进剂以调整重心位置。侧向喷流直接力控制一般需要自身携带高压气瓶用来储存高压气体，为飞行器提供气体能源。对于体积较小的各类导弹或容积率要求较高的高超声速飞行器，高压气瓶较大的体积和重量制约了它的应用和推广。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：针对现有技术的上述问题，针对侧向喷流直接力控制的供气需求，提供一种无需自带气源、增压效果好、能够适应高空稀薄大气环境、能够大大减轻飞行器质量、应用范围广、对减小钝头体头部的气动加热量效果更加明显的基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置。

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为：

一种基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置，包括迎风凹腔、集气罐和供气调节组件，所述迎风凹腔设于飞行器的钝头体上，所述迎风凹腔、集气罐、供气调节组件三者之间依次通过输气管路连通。

优选地，所述迎风凹腔、集气罐之间的输气管路上设有用于放置集气罐中的高压气体逆向流出的单向阀。

优选地，所述迎风凹腔的唇部为尖形或圆形。

本发明基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置具有下述优点：

1、本发明包括迎风凹腔、集气罐和供气调节组件，迎风凹腔设于飞行器的钝头体上，迎风凹腔、集气罐、供气调节组件三者之间依次通过输气管路连通，本发明充分利用迎风凹腔收集外部高速来流气体，在集气罐内将高速来流的动能转化为集气罐内气体的势能(压能)，并在供气调节组件的控制下为飞行器上的气动力装置稳定供气增压，能够解决侧向喷流直接力控制的气源问题。

2、本发明的迎风凹腔设于飞行器的钝头体上，无需自带气源，充分利用飞行器基于高速流的动能/激波增压原理，随飞行器飞行的马赫数增加自动转换增压方式实现最佳增压效果，激波增压效果明显优于动能增压，且飞行马赫数越大增压效果越好，能够有效适应高空稀薄大气环境，为飞行器的气动力装置提供稳定的高压气体，并且大大减轻飞行器质量。

3、本发明的迎风凹腔设于飞行器的钝头体上，迎风凹腔可以根据需要制成不同深径比的组合，其中深径比越大，对气动加热量的降低效果越好；凹腔直径越大，冲压集气量越大，具有应用范围广的优点。

4、本发明的迎风凹腔设于飞行器的钝头体上，针对高超声速飞行器头部钝头体的气动热问题，连通集气罐的迎风凹腔能够有效减小飞行器钝头体的头部热区面积，较普通凹腔对减小钝头体头部的气动加热量效果更加明显。

附图说明

图1为本发明实施例的结构示意图。

图2为本发明实施例集气罐内气体压强与来流压强之比随来流马赫数变化曲线示意图。

图3为本发明实施例在飞行器位于10公里高空以速度M_a为0.6飞行时的压力云图。

图4为本发明实施例在飞行器位于10公里高空以速度M_a为0.8飞行时的压力云图。

图5为本发明实施例在飞行器位于10公里高空以速度M_a为1飞行时的压力云图。

图6为本发明实施例在飞行器位于10公里高空以速度M_a为2飞行时的压力云图。

图例说明：1、迎风凹腔；2、集气罐；3、供气调节组件；4、单向阀。

具体实施方式

如图1和图2所示，本实施例基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置包括迎风凹腔1、集气罐2和供气调节组件3，迎风凹腔1设于飞行器的钝头体上，迎风凹腔1、集气罐2、供气调节组件3三者之间依次通过输气管路连通。本实施例的工作气源不是由从地面携带的高压气瓶提供，而是借助飞行器的飞行速度，直接从高空大气中获得，即“高速流动能/激波增压原理”，由于不需要从地面携带高压气瓶，这种集气方式大大简化了集气系统的设计，减小了飞行器所需携带的重量，本实施例充分利用迎风凹腔1收集外部高速来流气体，高速来流基于动能/激波增压原理在集气罐2内形成高压气体，在集气罐2内将高速来流的动能转化为集气罐内气体的势能(压能)，并在供气调节组件3的控制下为飞行器上的气动力装置稳定供气增压，供气调节组件3可根据飞行器上气动力装置的需求调节输送气体压强。

本实施例中，迎风凹腔1、集气罐2之间的输气管路上设有用于放置集气罐2中的高压气体逆向流出的单向阀4。单向阀4用于防止集气罐2中高压气体逆向流入外部环境，造成压力损失。

本实施例中，迎风凹腔1的唇部为圆形，圆形的唇部可消除迎风凹腔1的回流区并减少迎风凹腔1腔体内部加热量。此外，迎风凹腔1的唇部还可以根据需要采用尖形，尖形的唇部会在飞行器钝头体的头部产生回流区以减小钝头体的头部外表面气动加热量百分之三十左右。此外，本实施例的迎风凹腔1可以根据需要采用不同构型、不同深径比的组合，其中深径比越大，对气动加热量的降低效果越好；凹腔直径越大，冲压集气量越大，具有使用灵活、应用范围广的优点。

针对集气罐2而言，其动能增压公式如式(1)所示，激波增压公式如式(2)所示。

$\frac{P_2}{P_1}=\frac{\mathrm{\γ}}{2}{M_a}^2+1---\left(1\right)$

$\frac{P_2}{P_1}=\frac{2\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}+1}{M_a}^2-\frac{\mathrm{\γ}-1}{\mathrm{\γ}+1}---\left(2\right)$

式(1)和式(2)中，P₂表示集气罐2的静压，P₁表示集气罐2的来流静压，M_a表示集气罐2的来流马赫数，γ表示理想气体比热比，其值等于1.4。

根据上述式(1)和式(2)，可得到如图2所示的集气罐2内气体压强与来流压强之比随来流马赫数变化曲线，实曲线为集气罐2内激波增压与来流静压比(P2/P1)；虚曲线为集气罐2内动能增压与来流静压比(P2/P1)。由图可知：当速度M_a大于1，在飞行器钝头体的头部才有可能形成激波；当速度M_a大于1.58，激波增压效果优于动能增压，而且随着速度M_a的增大曲线斜率增加，表明增压效果更加明显。因此可知，对于高超声速飞行器而言，本实施例更具实用效能。参见图3、图4、图5和图6所示的飞行器在10公里高空以不同速度M_a(0.6，0.8，1，2四种取值)飞行的压力云图。根据图3、图4、图5和图6观察可得，集气罐2内气体压强明显高于来流，增压效果明显，且集气罐2内气体压强随来流马赫数增加而增加，当来流M_a>1，在飞行器钝头体头部形成正激波，波后集气罐内气体增压明显优于动能增压，自动转换基于高速流飞行的增压方式，实现最佳增压效果。

本实施例的工作过程如下：在飞行器飞行时，高速来流通过迎风凹腔1进入输气管路，气流通过单向阀4进入集气罐2，其中单向阀4是为了防止集气罐中高压气体逆向流入外部环境，造成压力损失。在集气罐2中高速来流动能转化为势能(压能)，并且由于本系统的集气增压方式是利用外部来流的高速流动能/激波增压原理，通过迎风凹腔1进入集气罐2，故贮存于集气罐2中的气体压强明显高于来流，且集气罐2内气体压比随来流马赫数增加而增加，高压气体再由集气罐出口通过供气调节组件3输出给飞行器上的气动力装置，为飞行器上的气动力装置稳定供气增压。当飞行器上的气动力装置工作时，供气调节组件3依据气动力装置的供气需求调节输出气体参数，为其稳定供气；当飞行器上的气动力装置不工作时，供气调节组件3关闭集气罐2的出气管路，迎风凹腔1仍然可以起到减小钝头体头部气动加热量的作用。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置，其特征在于：包括迎风凹腔(1)、集气罐(2)和供气调节组件(3)，所述迎风凹腔(1)设于飞行器的钝头体上，所述迎风凹腔(1)、集气罐(2)、供气调节组件(3)三者之间依次通过输气管路连通。

2.根据权利要求1所述的基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置，其特征在于：所述迎风凹腔(1)、集气罐(2)之间的输气管路上设有用于放置集气罐(2)中的高压气体逆向流出的单向阀(4)。

3.根据权利要求2所述的基于高速流动能及激波增压的飞行器用气源装置，其特征在于：所述迎风凹腔(1)的唇部为尖形或圆形。