CN109250074A - 基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法 - Google Patents

基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法 Download PDF

Info

Publication number
CN109250074A
CN109250074A CN201811153157.2A CN201811153157A CN109250074A CN 109250074 A CN109250074 A CN 109250074A CN 201811153157 A CN201811153157 A CN 201811153157A CN 109250074 A CN109250074 A CN 109250074A
Authority
CN
China
Prior art keywords
shock wave
jet
flank
hypersonic aircraft
flow
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN201811153157.2A
Other languages
English (en)
Inventor
罗振兵
周岩
夏智勋
王林
邓雄
刘强
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN201811153157.2A priority Critical patent/CN109250074A/zh
Publication of CN109250074A publication Critical patent/CN109250074A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/06—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by generating vortices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C30/00—Supersonic type aircraft
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Plasma Technology (AREA)

Abstract

基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器侧翼上游安装等离子体合成射流激励器；在高超声速飞行器飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器，在等离子体合成射流激励器的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波脚抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。本发明在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下有效降低高超声速飞行器阻力。

Description

基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法
技术领域
本发明涉及流体力学流动控制领域、气体放电应用领域，是一种基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法。
背景技术
高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术领域新的制高点，是人类航空航天史上继发明飞机、突破音障飞行之后的第三个划时代里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。
高超声速飞行器具有飞行距离远、机动能力强、突防概率高的特点，能获得确保进入空间、有效利用空间和控制空间的能力，能有效地遏制敌地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥，有效地攻击时间敏感目标，缩短作战时间，提高武器攻击的突然性和有效性。由于高超声速飞行器巨大的军事和经济效益，世界主要强国正在大力发展高超声速技术，并将研制高超声速飞行器作为国家战略目标。
决定高超声速飞行器航程的关键因素主要包括发动机燃油量(有动力)或滑翔初始速度(无动力)、升阻比这两个方面，要进一步提高航程不可避免的面临如下两个关键问题：
1)发动机燃油量的增加或助推运载器交班点速度需求的提高，这将导致武器系统总重增加，整体机动发射及生存能力降低；
2)通过气动外形优化寻求高升阻比设计方案，导致飞行器外形向“扁平化”发展，造成飞行器内部装填空间变小，可带燃油量小，单机设备小型化压力大、通用性差、研制成本高，全飞行器制造、装配工艺性差，整体刚度难以保证等一系列问题。
因此，基于外形优化的高超声速飞行器升阻比设计存在极限，在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下，探索有效降低阻力的技术方案及其实现途径，是满足高超声速飞行器高升阻比最为可行的技术途径之一。首先，对于巡航段而言，降低阻力对于飞行器航程的增益是十分显著的，研究表明，对于洲际射程的高超声速滑翔飞行器降低10％的阻力将换来1000km左右的射程增量；其次，对于作战应用的高超声速武器下压段而言，有效降低飞行器阻力将使得在保证落地打击速度的前提下，下压段速度需求更低，为弹道末端机动提供更大的速度余量，进而有效提高飞行器机动性。因此，在传统基于外形优化高升阻比设计技术已经接近极限的情况下，高超声速飞行器航程提升对于减阻新技术的引入需求是非常明确和迫切的。
发明内容
为了克服传统基于外形优化高升阻比设计技术的不足，本发明提供一种基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，本发明为高超声速飞行器提供一种结构简单、轻小型化的主动流动控制减阻技术，实现了高超声速飞行器减阻增程。
为实现上述技术目的，本发明的技术方案是：
基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器每个侧翼上游安装一个等离子体合成射流激励器；
在高超声速飞行器飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器，在等离子体合成射流激励器的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波起始位置抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。
在高超声速飞行器每个侧翼上游距离侧翼10至20厘米处安装一个等离子体合成射流激励器。等离子体合成射流激励器安装时其整体是嵌入高超声速飞行器内部，等离子体合成射流激励器的射流出口对外与外界相通，且等离子体合成射流激励器的射流出口与其安装位置处的高超声速飞行器侧壁面齐平。这样在不改变高超声速飞行器气动外形的前提下，实现降低高超声速飞行器阻力的目的。
离子体合成射流激励器的放电腔体体积为1000立方毫米左右，腔体体积过大会导致放电产生的加热效果不明显，过小会导致腔体中气体不足，以上两种情况都会导致从腔体中喷射出的气体能量较低、控制能力较弱。离子体合成射流激励器单次放电总能量不超过3.5焦耳，放电总能量过大时，消耗的能量将超过减阻所带来的收益。离子体合成射流激励器放电的频率控制在3～5千赫兹，频率过大将导致腔体和电极温度过高、激励器性能下降，过小会导致无法产生连续的控制效果。
在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，在侧翼斜激波前产生一道射流干扰激波，导致侧翼斜激波上游马赫数降低，侧翼斜激波强度减弱，高超声速飞行器侧翼外表壁面压力降低，所受阻力减小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“波控作用”
同时，高速气体热射流与高超声速自由来流相互作用，在侧翼外表壁面附近产生涡结构，形成虚拟气动外形，虚拟气动外形后掠角度与侧翼后掠角相比变小，侧翼斜激波角度和强度也随之变小，高超声速飞行器侧翼外表壁面所受阻力进一步变小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“涡控作用”。
高速气体热射流在侧翼上方形成相对来流的高温区，侧翼上方的相对高温区的温度升高且当地声速增加，侧翼上方的相对高温区的当地声速增加将导致当地马赫数减小，侧翼斜激波强度和波阻也将随马赫数减小而减小，进而实现通过局部温升削弱激波强度的方式实现减阻。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“温控作用”。
所述等离子体合成射流激励器完成高速气体热射流后，由于高速气体热射流喷出及激励器腔体冷却使得激励器腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填激励器腔体，为下一个循环做准备。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
(1)相较于传统基于外形优化设计的被动式减阻技术，本发明提出了一种高超声速飞行器主动流动控制减阻技术，可以在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下有效降低高超声速飞行器阻力，并且根据飞行工况灵活调整控制强度。
(2)相较于高压气源供气的非零质量射流，本发明采用零质量射流技术，具有体积小，重量轻，结构简单，无复杂气体供应管路，并且响应迅速、易于电参数控制，对于严格要求轻小型化、快响应控制的高超声速飞行器十分适用。
附图说明
图1是无射流时的高超声速飞行器侧翼流场示意图；
图2是施加高速气体热射流后的高超声速飞行器侧翼流场示意图；
图3是等离子体合成射流激励器在高超声速飞行器上的布置方式示意图；
图4是本发明实施例中单个等离子体合成射流激励器进行侧翼斜激波控制的实验纹影图，其中：
图4(a)是无控制下的流场；
图4(b)是等离子体合成射流激励器工作约240微秒后施加控制下的流场。
图中：
1、高超声速飞行器；2、高速自由来流；3、等离子体合成射流激励器；4、高超声速飞行器的侧翼；5、侧翼斜激波；6、高温气体热射流7、涡结构；8、相对高温区；9、射流干扰激波。
具体实施方式
下面结合附图1至图4，对本发明的实施方式进行进一步的详细说明。
参照图1，高超声速飞行器1飞行过程中，在高速自由来流2与高超声速飞行器1相互作用下，在高超声速飞行器的侧翼4形成了一道斜激波即侧翼斜激波5，在无热射流控制状态下，侧翼斜激波5与高超声速飞行器的侧翼4距离较近，侧翼斜激波5强度较强，侧翼斜激波5后的压力较大，高超声速飞行器的侧翼表面所受阻力较大，给高超声速飞行器的飞行带来较大的阻力。
参照图2，本发明提供基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器1的侧翼上游安装等离子体合成射流激励器3。
在高超声速飞行器1飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器3，在等离子体合成射流激励器3的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流6；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波起始位置抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。
在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，在侧翼斜激波前产生一道射流干扰激波9，导致侧翼斜激波上游马赫数降低，侧翼斜激波强度减弱，高超声速飞行器侧翼外表壁面压力降低，所受阻力减小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“波控作用”
同时，高速气体热射流与高超声速自由来流相互作用，在侧翼外表壁面附近产生涡结构7，形成虚拟气动外形，虚拟气动外形后掠角度与侧翼后掠角相比变小，侧翼斜激波角度和强度也随之变小，高超声速飞行器侧翼外表壁面所受阻力进一步变小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“涡控作用”。
高速气体热射流在侧翼上方形成相对来流的高温区8，侧翼上方的相对高温区的温度升高且当地声速增加，侧翼上方的相对高温区的当地声速增加将导致当地马赫数减小，侧翼斜激波强度和波阻也将随马赫数减小而减小，进而实现通过局部温升削弱激波强度的方式实现减阻。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“温控作用”。
参照图3，高超声速飞行器1上存在多个侧翼，在高超声速飞行器每个侧翼上游距离侧翼10至20厘米处安装一个等离子体合成射流激励器3。等离子体合成射流激励器3安装时其整体是嵌入高超声速飞行器1内部，等离子体合成射流激励器3的射流出口对外与外界相通，且等离子体合成射流激励器3的射流出口与其安装位置处的高超声速飞行器侧壁面齐平。等离子体合成射流激励器3的腔体体积1000立方毫米左右，单次放电能量小于3.5焦耳，放电频率3至5千赫兹。
参照图4，图4(a)所示为本发明实施例中等离子体合成射流激励器进行侧翼斜激波控制的实验纹影图，实验中使用了单个激励器，飞行器试验模型侧翼角度为30度。如图4(a)所示，在无控制状态下，斜激波强度较强；如图4(b)所示，等离子体合成射流激励器工作约240微秒后，在射流控制作用下，侧翼斜激波角度减小，强度减弱。
以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：在高超声速飞行器每个侧翼上游安装一个等离子体合成射流激励器；
在高超声速飞行器飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器，在等离子体合成射流激励器的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波起始位置抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。
2.根据权利要求1所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：在高超声速飞行器每个侧翼上游距离侧翼10至20厘米处安装一个等离子体合成射流激励器。
3.根据权利要求1所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：离子体合成射流激励器的放电腔体体积为1000立方毫米。
4.根据权利要求1所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：离子体合成射流激励器单次放电总能量不超过3.5焦耳。
5.根据权利要求1所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：离子体合成射流激励器放电的频率控制在3～5千赫兹。
6.根据权利要求1至5中任一权利要求所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，在侧翼斜激波前产生一道射流干扰激波，导致侧翼斜激波上游马赫数降低，侧翼斜激波强度减弱，高超声速飞行器侧翼外表壁面压力降低，所受阻力减小。
7.根据权利要求1至5中任一权利要求所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：高速气体热射流与高超声速自由来流相互作用，在侧翼外表壁面附近产生涡结构，形成虚拟气动外形，虚拟气动外形后掠角度与侧翼后掠角相比变小，侧翼斜激波角度和强度也随之变小，高超声速飞行器侧翼外表壁面所受阻力进一步变小。
8.根据权利要求1至5中任一权利要求所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：高速气体热射流在侧翼上方形成相对来流的高温区，侧翼上方的相对高温区的温度升高且当地声速增加，侧翼上方的相对高温区的当地声速增加将导致当地马赫数减小，侧翼斜激波强度和波阻也将随马赫数减小而减小，进而实现通过局部温升削弱激波强度的方式实现减阻。
9.根据权利要求1所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：所述等离子体合成射流激励器安装时其整体是嵌入高超声速飞行器内部，等离子体合成射流激励器的射流出口对外与外界相通，且等离子体合成射流激励器的射流出口与其安装位置处的高超声速飞行器侧壁面齐平。
10.根据权利要求1所述的合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，其特征在于：所述等离子体合成射流激励器完成高速气体热射流后，由于高速气体热射流喷出及激励器腔体冷却使得激励器腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填激励器腔体，为下一个循环做准备。
CN201811153157.2A 2018-09-30 2018-09-30 基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法 Pending CN109250074A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811153157.2A CN109250074A (zh) 2018-09-30 2018-09-30 基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811153157.2A CN109250074A (zh) 2018-09-30 2018-09-30 基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN109250074A true CN109250074A (zh) 2019-01-22

Family

ID=65044887

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811153157.2A Pending CN109250074A (zh) 2018-09-30 2018-09-30 基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109250074A (zh)

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109760818A (zh) * 2019-03-21 2019-05-17 中国人民解放军国防科技大学 一种基于新型合成双射流激励器的超声速边界层转捩控制方法
CN110131072A (zh) * 2019-05-28 2019-08-16 中国人民解放军空军工程大学 组合式等离子体流动控制装置及其调控进气道激波/附面层干扰流动分离的方法
CN110795869A (zh) * 2020-01-06 2020-02-14 中国人民解放军国防科技大学 流场数据的数值计算方法和装置
CN110891357A (zh) * 2019-07-16 2020-03-17 中国人民解放军空军工程大学 流向多通道脉冲电弧等离子体流动控制装置及其减弱激波强度的方法
CN111439371A (zh) * 2020-04-22 2020-07-24 厦门大学 一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法
CN111511089A (zh) * 2020-06-17 2020-08-07 沈阳航空航天大学 一种利用等离子体射流实现装备隐身的方法
CN111559492A (zh) * 2020-04-26 2020-08-21 南京航空航天大学 一种高超声速飞行器高效激波减阻系统
CN112722249A (zh) * 2021-01-07 2021-04-30 南京航空航天大学 气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器
CN113955069A (zh) * 2021-10-26 2022-01-21 中国运载火箭技术研究院 一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法
CN114572387A (zh) * 2022-05-06 2022-06-03 北京航空航天大学 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
CN115258151A (zh) * 2022-09-30 2022-11-01 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高超飞行器气动控制装置及方法
CN118514878A (zh) * 2024-07-24 2024-08-20 中国人民解放军国防科技大学 两级入轨飞行器激波干扰自适应主动流动控制方法及装置

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104527971A (zh) * 2015-01-14 2015-04-22 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法
US20150239552A1 (en) * 2014-02-21 2015-08-27 The Boeing Company Plasma-assisted synthetic jets for active air flow control
CN104760683B (zh) * 2015-05-04 2016-04-27 厦门大学 利用零质量射流减小机翼激波阻力的方法
CN105936334A (zh) * 2016-06-06 2016-09-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置
CN106184743A (zh) * 2016-09-23 2016-12-07 中国人民解放军国防科学技术大学 一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法
CN108543486A (zh) * 2018-03-12 2018-09-18 中国人民解放军国防科技大学 一种超声速混合层控制方法

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150239552A1 (en) * 2014-02-21 2015-08-27 The Boeing Company Plasma-assisted synthetic jets for active air flow control
CN104527971A (zh) * 2015-01-14 2015-04-22 中国人民解放军国防科学技术大学 一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法
CN104760683B (zh) * 2015-05-04 2016-04-27 厦门大学 利用零质量射流减小机翼激波阻力的方法
CN105936334A (zh) * 2016-06-06 2016-09-14 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种用于机翼激波控制的减阻针被动控制方法及装置
CN106184743A (zh) * 2016-09-23 2016-12-07 中国人民解放军国防科学技术大学 一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法
CN108543486A (zh) * 2018-03-12 2018-09-18 中国人民解放军国防科技大学 一种超声速混合层控制方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王林: "等离子体高能合成射流及其超声速流动控制机理研究", 《国防科学技术大学博士学位论文》 *

Cited By (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109760818B (zh) * 2019-03-21 2020-11-20 中国人民解放军国防科技大学 一种基于合成双射流激励器的超声速边界层转捩控制方法
CN109760818A (zh) * 2019-03-21 2019-05-17 中国人民解放军国防科技大学 一种基于新型合成双射流激励器的超声速边界层转捩控制方法
CN110131072A (zh) * 2019-05-28 2019-08-16 中国人民解放军空军工程大学 组合式等离子体流动控制装置及其调控进气道激波/附面层干扰流动分离的方法
CN110131072B (zh) * 2019-05-28 2020-11-10 中国人民解放军空军工程大学 组合式等离子体流动控制装置及其调控进气道激波/附面层干扰流动分离的方法
CN110891357A (zh) * 2019-07-16 2020-03-17 中国人民解放军空军工程大学 流向多通道脉冲电弧等离子体流动控制装置及其减弱激波强度的方法
CN110795869A (zh) * 2020-01-06 2020-02-14 中国人民解放军国防科技大学 流场数据的数值计算方法和装置
CN110795869B (zh) * 2020-01-06 2020-04-07 中国人民解放军国防科技大学 流场数据的数值计算方法和装置
CN111439371B (zh) * 2020-04-22 2022-02-18 厦门大学 一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法
CN111439371A (zh) * 2020-04-22 2020-07-24 厦门大学 一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法
CN111559492A (zh) * 2020-04-26 2020-08-21 南京航空航天大学 一种高超声速飞行器高效激波减阻系统
CN111511089A (zh) * 2020-06-17 2020-08-07 沈阳航空航天大学 一种利用等离子体射流实现装备隐身的方法
CN112722249A (zh) * 2021-01-07 2021-04-30 南京航空航天大学 气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器
CN112722249B (zh) * 2021-01-07 2022-04-15 南京航空航天大学 气动式涡流发生器和等离子体合成射流组合控制的飞行器
CN113955069A (zh) * 2021-10-26 2022-01-21 中国运载火箭技术研究院 一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法
CN113955069B (zh) * 2021-10-26 2023-07-14 中国运载火箭技术研究院 一种基于主动流动控制的高速飞行器减阻闭环控制方法
CN114572387A (zh) * 2022-05-06 2022-06-03 北京航空航天大学 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
CN114572387B (zh) * 2022-05-06 2022-08-12 北京航空航天大学 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
CN115258151A (zh) * 2022-09-30 2022-11-01 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高超飞行器气动控制装置及方法
CN115258151B (zh) * 2022-09-30 2023-03-10 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 一种高超飞行器气动控制装置及方法
CN118514878A (zh) * 2024-07-24 2024-08-20 中国人民解放军国防科技大学 两级入轨飞行器激波干扰自适应主动流动控制方法及装置
CN118514878B (zh) * 2024-07-24 2024-09-17 中国人民解放军国防科技大学 两级入轨飞行器激波干扰自适应主动流动控制方法及装置

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN109250074A (zh) 基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法
US6247671B1 (en) Ion doping apparatus and method for aerodynamic flow control
CN106184743A (zh) 一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法
US11878805B2 (en) Efficient low-noise aircraft propulsion system
CN107472509A (zh) 一种飞翼布局隐身无人机
CN106184719B (zh) 一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置
Shneider et al. Virtual shapes in supersonic flow control with energy addition
CN106014684A (zh) 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构
CN109618481A (zh) 低雷诺数条件的等离子体合成射流激励器
WO2020073683A1 (zh) 飞行器上可分离的复合增程系统及方法
CN109611238A (zh) 一种肋片强化换热红外抑制器及红外抑制方法
CN106014683B (zh) 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构
CN109250073A (zh) 一种基于三电极火花放电热射流的高超声速飞行器头部减阻方法
CN208416745U (zh) 一种基于爆震燃烧的超燃冲压发动机
CN111439371B (zh) 一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法
Kim et al. Drag reduction with high-frequency repetitive side-on laser pulse energy depositions
CN117326045A (zh) 一种超声速或高超声速飞行器降热结构及降热方法
RU2005101733A (ru) Самолет, в частности небольшой самолет, имеющий двигательную систему, включающую множество двигателей с импульсной детонацией
CN111927644B (zh) 一种用于高温壁面的冷却热防护装置
CN209621495U (zh) 一种环流火箭发动机
Kumar et al. Hypersonic jet control effectiveness
Fang et al. Numerical analysis of interaction between single-pulse laser-induced plasma and bow shock in a supersonic flow
CN212373642U (zh) 一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻装置
Falempin et al. LAPCAT 2-Axisymmetric concept for a mach 8 cruiser preliminary design and performance assessment
Jie et al. Numerical Study on Aerodynamic Heating of a Lateral Jet Controlled Rocket

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20190122

RJ01 Rejection of invention patent application after publication