CN113729340B - 一种降低气动升力的飞行头盔 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种降低气动升力的飞行头盔，包括头盔本体，头盔本体两侧外表面的速压拐点区域上设有扰流条。本发明降低飞行头盔的气动升力，不会对头盔的功能造成改变，不会显著影响头盔的轮廓和外形，结构简单，加装方便。

Description

一种降低气动升力的飞行头盔

技术领域

本发明涉及航空装备技术领域，具体涉及一种降低气动升力的飞行头盔。

背景技术

在航空、航天救生领域，乘员在空中救生出舱过程中，会遭受迎面高速气流的吹袭，该气流会在人体头部产生升力作用，尤其在佩戴飞行头盔时，由于头盔装备体积轮廓的增大，会产生较大的气动升力，从而拉扯颈部造成颈部损伤。现行GJB6751-2009《人耐受高速气流吹袭限值》对人体头部在高速气流作用下的颈部耐限做出了明确的规定。因此，各类飞行头盔在研制过程中，通用方法是尽量缩小头盔轮廓，减少迎风面积等，以降低其气动升力。但由于头盔的功能和防护要求，往往对轮廓和迎风面积的改进空间有限，且需要重新对头盔外形进行设计，改动成本较高，因此，需要进一步采取别的有效措施来降低气动升力。

发明内容

本发明要解决的技术问题是，针对现有技术存在的上述缺陷，提供了一种降低气动升力的飞行头盔，降低飞行头盔的气动升力，不会对头盔的功能造成改变，不会显著影响头盔的轮廓和外形，结构简单，加装方便。

本发明为解决上述技术问题所采用的技术方案是：

一种降低气动升力的飞行头盔，包括头盔本体，头盔本体两侧外表面的速压拐点区域上设有扰流条。

按照上述技术方案，扰流条的厚度h为3mm～5mm。

按照上述技术方案，扰流条的长度L不低于头盔拐点区域范围高度的一半。

按照上述技术方案，扰流条的长度L应接近等于拐点区域高度。

按照上述技术方案，头盔本体每一侧的扰流条的个数为1-3个。

按照上述技术方案，当气流到达头盔迎风面时，头盔外表面的膨胀波开始出现至消失的区域范围为速压拐点区域。

按照上述技术方案，通过气流仿真求取速压拐点区域的集合，具体过程为：当原始气流以亚声速(Ma＜1)到达头盔迎风面时，由于受到头盔的挤压，气流通道截面变小，气流绕过头盔迎风面且速度是连续的逐渐增加，并接近声速(Ma＝1)；此时将气流经过的头盔表面上出现的某个点1看作一个微弱扰动源，当这些气流经过该点时，该点产生的马赫锥半顶角μ₁＝arcsin(1/Ma₁)，式中Ma₁为该点1处的气流速度，由于该点所在的头盔壁面并不是一个平面，存在一个等效看作某个微小夹角dδ₁的相交平面，气流会产生扰动并沿转折角流到下一个点2，相当于放宽了气流的通道；

对于超声速气体来说，加大通道面积必使气流加速，加速后的气流速度Ma₂＝Ma₁+dMa₁，式中Ma₁为点1处的气流马赫数，Ma₂是点2处的气流马赫数，将该扰动源沿盔体表面无线延伸，假设存在点1，2，3…n,则可以得到第n个点处的气流Ma_n＝Ma₁+d(1/sinμ_n-1)(n＝1,2…∞)，气流的总转折角δ＝Σdδ_n(n＝1，2…∞)，式中dδ_n是这n个点所在的头盔壁面夹角，它与头盔的气动外形相关；

由此可知，经过气流的膨胀波以后，Ma增加，流速V是不断增大的，直至转折角δ逐渐消失为零，膨胀波也消失，但此时气流已经越过了头盔的迎风面，整体通道截面开始变大，气流又开始逐渐减小至Ma＜1，这个膨胀波开始出现至消失的区域范围称之为拐点区域。

按照上述技术方案，扰流条与头盔曲率保持一致。

本发明具有以下有益效果：

通过本发明可在现有的飞行头盔表面加装扰流条，降低飞行头盔的气动升力，不会对头盔的功能造成改变，不会显著影响头盔的轮廓和外形，结构简单，加装方便，经过仿真计算和实物测试对比，在800～1300km/h高速气流范围内，气动升力降低幅值在15％～25％左右。

附图说明

图1是本发明实施例中降低气动升力的飞行头盔的结构示意图；

图2是本发明实施例中飞行头盔拐点区域在1000km/h气流流场中纵向速压分布图；

图3是本发明实施例中未加装扰流条的飞行头盔在1000km/h气流流场中水平向速压截面图；

图4是本发明实施例中加装扰流条后飞行头盔在1000km/h气流流场中水平向速压截面图；

图5是本发明实施例中膨胀波扰动后气流的变化示意图；

图6是本发明实施例中附体激波的示意图；

图7是本发明实施例中脱体激波的示意图；

图中，1-头盔本体，2-边条，3-拐点区域。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明进行详细说明。

参照图1～图7所示，本发明提供的一个实施例中的降低气动升力的飞行头盔，包括头盔本体，头盔本体两侧外表面的速压拐点区域上设有扰流条。

进一步地，扰流条的厚度h为3mm～5mm。

进一步地，扰流条的长度L不低于头盔拐点区域范围高度的一半。

进一步地，扰流条的长度L应接近等于拐点区域高度。

进一步地，头盔本体每一侧的扰流条的个数为1-3个。

进一步地，当气流到达头盔迎风面时，头盔外表面的膨胀波开始出现至消失的区域范围为速压拐点区域。

进一步地，求取速压拐点区域的集合，具体过程为：当原始气流以亚声速(Ma＜1)到达头盔迎风面时，由于受到头盔的挤压，气流通道截面变小，气流绕过头盔迎风面且速度是连续的逐渐增加，并接近声速(Ma＝1)；此时将气流经过的头盔表面上出现的任意某个点1看作一个微弱扰动源，当这些气流经过该点时，该点产生的马赫锥半顶角μ₁＝arcsin(1/Ma₁)，式中Ma₁为该点1处的气流速度，由于该点所在的头盔壁面并不是一个平面，存在一个等效看作某个微小夹角dδ₁的相交平面，气流会产生扰动并沿转折角流到下一个点2，相当于放宽了气流的通道；

对于超声速气体来说，加大通道面积必使气流加速，加速后的气流速度Ma₂＝Ma₁+dMa₁，式中Ma₁为点1处的气流马赫数，Ma₂是点2处的气流马赫数，将该扰动源沿盔体表面无线延伸，假设存在点1，2，3…n,则可以得到第n个点处的气流Ma_n＝Ma₁+d(1/sinμ_n-1)(n＝1,2…∞)，气流的总转折角δ＝Σdδ_n(n＝1，2…∞)，式中dδ_n是这n个点所在的头盔壁面夹角，它与头盔的气动外形相关；

由此可知，经过气流的膨胀波以后，Ma增加，流速V是不断增大的，直至转折角δ逐渐消失为零，膨胀波也消失，但此时气流已经越过了头盔的迎风面，整体通道截面开始变大，气流又开始逐渐减小至Ma＜1，这个膨胀波开始出现至消失的区域范围称之为拐点区域。

进一步地，扰流条与头盔曲率保持一致。

本发明的工作原理：本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：物体在气流吹袭的过程中，所受的气动升力可以根据流体力学的计算公式，物体在流场中受到的升力F升＝1/2ρv2ACf(其中ρ：来流密度、v：来流速度、A：迎风面投影面积、Cf：气动升力系数)。由于气流密度ρ是固定的，如果头盔在已经选定的条件下，头盔的投影面积A和气动升力系数C_f也是固定不变的，在工程实践中，如果改变A和C_f，会带来头盔外形轮廓的较大变化，因此通过改变局部的来流速度v_n来改变局部升力F_n，最终改变整体升力F。其技术原理是，根据流体力学的伯努力原理和膨胀波理论，当原始气流以亚声速(Ma＜1)到达头盔迎风面时，由于受到头盔的挤压，气流通道截面变小，气流绕过头盔迎风面且速度是连续的逐渐增加，并接近声速(Ma＝1)；此时将气流经过的头盔表面上出现的任意某个点1可以看作一个微弱扰动源，当这些气流经过该点时，该点产生的马赫锥半顶角μ₁＝arcsin(1/Ma₁)，式中Ma₁为该点1处的气流速度，由于该点所在的头盔壁面并不是一个平面，存在一个等效看作存在某个微小夹角dδ₁的相交平面，气流会产生扰动并沿转折角流到下一个点2，相当于放宽了气流的通道，对于超声速气体来说，加大通道面积必使气流加速,加速后的气流速度Ma₂＝Ma₁+dMa₁，式中Ma₁为点1处的气流马赫数，Ma₂是点2处的气流马赫数；将该扰动源沿盔体表面无线延伸，假设存在点1，2，3…n,则可以得到第n个点处的气流Ma_n＝Ma₁+d(1/sinμ_n-1)(n＝1,2…∞)，气流的总转折角δ＝Σdδ_n(n＝1,2…∞)，式中dδ_n是这n个点所在的头盔壁面夹角，它与头盔的气动外形相关。由此可知，经过气流的膨胀波以后，Ma增加，流速V是不断增大的，直至转折角δ逐渐消失为零，膨胀波也消失，但此时气流已经越过了头盔的迎风面，通道截面又开始变大，气流又开始逐渐减小至Ma＜1，我们把这个膨胀波开始出现至消失的区域称之为拐点区域。通过气动仿真CFD分析，能够很直观的判断出发生了速压突变的拐点区域，然后在盔体表面增加扰流条，人为再增设出盔体新的拐点。扰流条不能明显改变头盔本体的外形和轮廓，一般以增设拐点在原速压分布拐点范围区域附近为最佳原则。如果当气流速度足够高时，障碍物足够大时，气流压缩的扰动来不及传递越过障碍物，这个强压缩会导致出现激波。而凸起的扰流条会形成墙面干扰后方气流，形成激波，从而改变了气流前进的方向。根据斜激波理论，很多激波间断面与气流方向并不垂直，当激波的气流转折角θ变大至极限θmax时，斜激波会出现由附体到脱体的转变，激波会大幅度改变原气流的方向，导致后方气流绕过头盔后方，降低了头盔后部区域的速压值v_n，从而降低了气动升力F。根据斜激波理论中气流转折角θ与激波倾斜角β之间的关系式：tgθ＝2cotβ*(Ma²sin²β-1)/[Ma²(γ+cos2β)+2]，可以得知在标准空气气流Ma≥1的情况下，当气流转折角θ≥45°时一定会产生脱体激波。因此，设置直角扰流边条θ₁＝90°，在头盔上无论其安装位置都可以保持在迎流方向θ≥45°。为保证工程制造的可行性和不影响头盔的外形，扰流条厚度h为3～5mm，其长度L应接近等于拐点区域高度为最佳，宽度W不受限制可以根据头盔轮廓尺寸灵活设定。

在图5中，可见膨胀波扰动后的气流M₂大于原始气流M₁,方向也发生了变化，偏转角为dδ。

在图2中，通过速压分布曲线能够识别头盔两侧(左右对称)的速压拐点区域范围，即图示颜色发生突变处。拐点区域的气流速度Ma_n＝Ma₁+d(1/sinμ_n-1)(n＝1,2…∞)，(Ma₁≥1，0＜δ＜μ)

在图1的实施例中，该扰流条尺寸为L(长)×W(宽)×3mm(高)，具体尺寸可以根据实施对象的结构和轮廓要求灵活实施。扰流条材料为金属或其它硬质塑料，扰流条以分布在拐点区域效果为最佳，但数量不得少于1条。

在图6和图7中，当扰流条的边角足够大时，经过扰流条边角产生脱体激波。

在图3和图4的速压对比分析中，加装扰流条后在A处明显可见产生气流激波和分流现象，在B处气流速压明显降低，并减少了气流堆积。

以上的仅为本发明的较佳实施例而已，当然不能以此来限定本发明之权利范围，因此依本发明申请专利范围所作的等效变化，仍属本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，包括头盔本体，头盔本体两侧外表面的速压拐点区域上设有扰流条；

求取速压拐点区域的集合，具体过程为：当原始气流以亚声速Ma＜1到达头盔迎风面时，由于受到头盔的挤压，气流通道截面变小，气流绕过头盔迎风面且速度是连续的逐渐增加，并接近声速Ma＝1；此时将气流经过的头盔表面上出现的某个点1看作一个微弱扰动源，当这些气流经过该点时，该点产生的马赫锥半顶角μ₁＝arcsin(1/Ma₁)，式中Ma₁为该点1处的气流速度，由于该点所在的头盔壁面并不是一个平面，存在一个等效看作某个微小夹角dδ₁的相交平面，气流会产生扰动并沿转折角流到下一个点2，相当于放宽了气流的通道；

对于超声速气体来说，加大通道面积必使气流加速，加速后的气流速度Ma₂＝Ma₁+dMa₁，式中Ma₁为点1处的气流马赫数，Ma₂是点2处的气流马赫数，将该扰动源沿盔体表面无线延伸，假设存在点1，2，3…n,则可以得到第n个点处的气流Ma_n＝Ma₁+d(1/sinμ_n-1)(n＝1,2…∞)，气流的总转折角δ＝Σdδ_n(n＝1，2…∞)，式中dδ_n是这n个点所在的头盔壁面夹角，它与头盔的气动外形相关，μ₁是该点产生的马赫锥半顶角；

由此可知，经过气流的膨胀波以后，Ma增加，流速V是不断增大的，直至转折角δ逐渐消失为零，膨胀波也消失，但此时气流已经越过了头盔的迎风面，整体通道截面开始变大，气流又开始逐渐减小至Ma＜1，这个膨胀波开始出现至消失的区域范围称之为拐点区域。

2.根据权利要求1所述的降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，扰流条的厚度h为3mm～5mm。

3.根据权利要求1所述的降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，扰流条的长度L不低于头盔拐点区域范围高度的一半。

4.根据权利要求3所述的降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，扰流条的长度L应接近等于拐点区域高度。

5.根据权利要求1所述的降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，头盔本体每一侧的扰流条的个数为1-3个。

6.根据权利要求1所述的降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，当气流到达头盔迎风面时，头盔外表面的膨胀波开始出现至消失的区域范围为速压拐点区域。

7.根据权利要求1所述的降低气动升力的飞行头盔，其特征在于，扰流条与头盔曲率保持一致。