CN114044121A - 一种飞行器迎面减阻减热方法 - Google Patents
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Abstract
本发明属于气动防热技术领域，针对现有技术中存在的对飞行器的防热的要求越来越高的技术问题，本发明的目的在于提供一种飞行器迎面减阻减热方法，通过在飞行器前端凸出设置采用具有热升华特性并能够保型烧蚀的材料制备成的构型实体，利用构型实体保型烧蚀可以一方面将弓形激波转变为锥形激波，这样飞行器前方近似正激波范围减小，由于斜激波的波阻要比正激波小，从而可以有效减小激波阻力；另一方面还可以降低飞行器主体表面承受的热流，从而对飞行器进行热防护。
Description
技术领域
本发明属于热防护技术领域，具体涉及一种飞行器迎面减阻减热方法。
背景技术
风洞测试是研究材料在近真实飞行环境下力学特性的重要手段。采用小型等离子体风洞，可长时间稳定获得高能流密度的等离子体射流，适宜于模拟材料壁面处的高焓流动。小型的等离子体风洞对于在小试样上模拟材料表面的局部特征热环境，开展材料烧蚀特性研究则具有独特的优势：它操作相对简便、运行成本较低、可控性好，可有针对性地进行批量材料高温烧蚀特性检验，为材料的大规模筛选提供依据，适宜于开展材料高温性能演化机理研究；其改造和维护成本低，便于根据任务需求及时调整模拟环境，用于探索新的材料测试条件，并可为完善或建设新型大型风洞提供参考。
根据具体的要求，通过控制真空室背压、实验的流量模拟所需要的环境的压力。
高超声速飞行器迎风飞行过程中不断猛烈地压缩其前面的空气，在飞行器的前方形成一个强激波。对于高超声速飞行器而言，强激波带来严峻的热、力负载问题，会致使飞行器表面材料刚度大幅下降，材料强度减弱，提升飞行器内温度，危害精密仪器和设备等，许多材料和结构无法承受气动加热的影响。因此，高超声速飞行器设计中必须重视飞行器在迎风飞行时激波带来的波阻和热流的问题，考虑其产生的影响。
针对现有技术中存在的飞行器气动防热要求越来越高的技术问题，本发明的目的在于提供一种飞行器迎面减阻减热方法，通过在飞行器前端凸出设置构型实体，所述构型实体采用具有热升华特性并能够保型烧蚀的材料制备而成，所述构型实体能够在飞行器飞行过程中被激波烧蚀成尖锐状结构并保持，以将激波转变为锥形激波来减小对飞行器的激波阻力，减小飞行器表面整体承载的热流，通过构型实体保型烧蚀改进飞行器气动防热的技术。在实验中发现，采用具有热升华特性的石墨钝头体在典型烧蚀条件下可以烧成非常尖锐的构型，并且在整个烧蚀期间保持该构型，可以用于改进飞行器气动防热技术。
发明内容
为此，本发明实施例提供一种一种飞行器迎面减阻减热方法，以解决现有技术中飞行器在迎风飞行时激波带来的波阻和热流的问题。
为了实现上述目的，本发明实施例提供如下技术方案。
一种飞行器迎面减阻减热方法，在飞行器的头部设置构型实体，所述构型实体能够在飞行器飞行过程中被激波烧蚀成尖锐状结构并保持，以将激波转变为锥形激波来减小对飞行器的激波阻力。
进一步的，所述构型实体为具有热升华特性并能够保型烧蚀的石墨材质。
进一步的，所述构型实体为石墨棒柱体，所述石墨棒柱体的长度方向沿飞行器的头部向外凸出延伸设置，所述石墨棒柱体的一端部正对连接在所述飞行器的头部，另一端部正面接受激波。
进一步的，所述石墨棒柱体的前端在接受正面激波烧蚀过程中烧蚀成尖型结构，所述尖型结构能够在激波烧蚀过程中保持。
本发明的有益效果为：
在高超声速飞行器设计中必须考虑气动防热的问题，必须考虑高超声速飞行器在迎风飞行时激波带来的波阻和热流产生的影响。通过在飞行器前端设置采用具有热升华特性并能够保型烧蚀的材料制备成的构型实体，利用构型实体保型烧蚀可以一方面将弓形激波转变为锥形激波，这样飞行器前方近似正激波范围减小，由于斜激波的波阻要比正激波小，从而可以有效减小激波阻力；另一方面还可以降低飞行器主体表面承受的热流。
附图说明
为了更清楚地说明本发明的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本发明可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本发明所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本发明所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。
图1a为本发明中的整体结构示意图；
图1b为本发明中控制平移台平移的整体结构示意图；
图1c为本发明中样品台结构示意图；
图1d为本发明中样品台结构示意图；
图2为本发明中石墨棒柱体烧蚀前后示意图；
图3为本发明中石墨棒柱体烧蚀后效果原理图；
图4为本发明中石墨棒柱体烧蚀后实物图。
其中，1、等离子体发生器；2、电弧风洞；3、平移台；4、平移台控制线缆；5、控制电机；6、真空法兰；7、等离子体射流；8、构型实体；9、限位槽；10、平移滑轨；11、样品台；12、平移置物腔；13、腔口；14、放置座；15、螺纹孔。
具体实施方式
以下由特定的具体实施例说明本发明的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
如图2、图3和图4所示，一种飞行器迎面减阻减热方法，在飞行器的头部设置构型实体，所述构型实体能够在飞行器飞行过程中被激波烧蚀成尖锐状结构并保持，以将激波转变为锥形激波来减小对飞行器的激波阻力。
本发明主要通过头部被烧蚀成尖锐外形的鼻锥构型实体，并且构型实体可以在整个过程中保持形状，采用尖锐外形的鼻锥状构型实体一方面可以将弓形激波转变为锥形激波，从而有效减小激波阻力；另一方面还可以降低飞行器主体的表面热流。
实施例2
如图2、图3和图4所示，一种飞行器迎面减阻减热方法，在飞行器头部设置构型实体，所述构型实体沿着飞行器前端面向外凸出延伸设置，所述构型实体采用具有热升华特性的材料制备成尖型结构或者柱形结构，所述尖型结构在烧蚀过程维持该构型，所述柱形结构在烧蚀过程中被烧成尖锐构型并维持。
进一步地，如图2、图3和图4所示，一种飞行器迎面减阻减热方法，在飞行器前端设置石墨棒柱体，石墨棒柱体具有热升华特性并能够保型烧蚀的特性，所述石墨棒柱体的长度方向沿飞行器的头部向外凸出延伸设置，所述石墨棒柱体的一端部正对连接在所述飞行器的头部，另一端部正面接受激波，在受到强激波时石墨棒柱体的头部被烧蚀成尖锐外形的鼻锥，通过鼻锥将弓形激波转变为锥形激波，飞行器前端近似正激波范围减小，减小激波阻力，降低飞行器主体表面承受的热流，通过石墨棒柱体对飞行器进行保型烧蚀热防护。
为了印证石墨棒柱体在保型烧蚀方式中的减阻减热的效果，需要建立相应的模型进行测试。
在实施例1和实施例2的基础上，本发明的又一实施例，如图1a所示，测试装置包括包括电弧风洞2、平移台3和等离子体发生器1，平移台3设置在电弧风洞2内且能够水平移动，构型实体8放置在平移台3上，等离子体发生器1设置在电弧风洞2的一端并向电弧风洞2内垂直正对构型实体8的位置喷射等离子体射流7，电弧风洞2与等离子体射流7共同模拟飞行器飞行过程中的迎面环境。
电弧风洞2喷射等离子体射流7作用于构型实体8的正面，要先在电弧风洞2中形成稳定的等离子体射流，然后通过样品台将石磨棒移动到等离子体射流的中心进行烧蚀实验，平移台左右移动的主要目的即是送入石磨棒柱体进入稳定的等离子体射流中，平移台3驱动构型实体8左右移动，从而调整石墨棒柱体的位置，通过等离子体发生器1形成稳定等离子体射流7并喷射作用于石墨棒柱体的不同位置上，石墨棒柱体在等离子射流中进行烧蚀实验，在受到强激波时构型实体8的头部被烧蚀成尖锐外形的鼻锥，通过鼻锥将弓形激波转变为锥形激波，从而观察石墨棒柱体在不同角度的烧灼情况，进而提高实验的严谨性。
具体地，如图1a与1b所示，等离子体发生器1的喷口为喷管结构，喷管结构为典型的拉瓦尔喷管结构，中间区域为吼道区，喷管的主要目的是为了形成高速的等离子体射流，本测试实验中直流电弧等离子体发生器产生射流可以稳定维持长达30min以上，射流处于层流状态，等离子体发生器1通过喷管结构正对构型实体8形成稳定的等离子体射流。
进一步地，如图1a、1b与图2所示，构型实体8为石磨棒柱体，或具有尖端部的石磨棒，且石磨棒的尖端部正对等离子体射流，平移台3延伸至电弧风洞内2的自由端部设置有限位槽9，限位槽9内径和石墨棒柱体的外径相互适配。
由于平移台3与石墨棒柱体的底部均为平面结构，石墨棒柱体放置在样品平台3上不稳定易发生晃动，从而影响实验结果，通过限位槽9使石墨棒柱体与样品平台3固定，以下进一步的提供一种限位槽9的实施例。
具体地，如图1d所示，样品台11的表面中心处开开设有限位槽9，限位槽9的内腔安装有放置座14，放置座14的内腔中心处开设有与墨棒柱体的外径相互适配孔槽，样品台11的侧壁设置有用于与平移台3上的螺纹孔15，构型实体8通过设置在样品台11上的放置座14固定在样品台11上，限位槽9沿着朝向等离子体发生器1的方向凸起延伸设置为中空圆柱筒体结构。
本实施例中，如图1c所示，样品台11的表面中心处开开设有限位槽9，限位槽9的内腔安装有放置座14，放置座14的内腔中心处开设有与墨棒柱体的外径相互适配孔槽，样品台11的侧壁设置有用于与平移台3上的螺纹孔15，构型实体8通过设置在样品台11上的放置座14固定在样品台11上，限位槽9沿着朝向等离子体发生器1的方向凸起延伸设置为中空圆柱筒体结构。
限位槽9朝向设置的不同也能够起到对构型实体8的固定效果。
在本实施例中由于平移台3是在外力的驱动下进行移动的，因此需要控制机构进行控制，从而达到自动化的效果。
如图1b所示，电弧风洞2的侧部向外凸起延伸设置有平移置物腔12，平移置物腔的外端口设置有用于密封电弧风洞2的真空法兰6，平移置物腔12内设置有供平移台3轴向滑动的平移滑轨10，且平移滑轨10端部与平移台控制线缆4连接。
具体地，在电弧风洞2水平方向的一端延伸设置有平移置物腔12，平移置物腔12具有连接外部的腔口13，腔口13通过真空法兰6密封，其中，腔口13是用专门的真空法兰器件中间做成的穿孔，可以把线缆穿过，真空件与法兰之间用真空卡箍卡紧，从而提高整体的密封性，平移台3包括样品台11、平移滑轨10和控制电机5，平移滑轨10设置在平移置物腔12内，控制电机5设置在平移置物腔10外，样品台11位于平移置物腔12内的端部通过线缆穿过真空法兰6连接控制电机5，且样品台11位于平移置物腔12内的部分设置在平移滑轨10上，样品台10在控制电机5的动力下在平移滑轨10上水平移动，样品台11远离平移置物腔12一端的侧面用于放置构型实体8。
通过控制电机5控制样品台11相对于等离子体射流7左右移动，通过等离子体发生器1形成稳定等离子体射流7并喷射作用于石墨棒柱体的不同位置上，石墨棒柱体在等离子射流中进行烧蚀实验。
在实施例1和实施例2的基础上，本发明的又一实施例，一种飞行器迎面减阻减热方法，如图1a和图1b所示，采用测试装置进行保型烧蚀热防护实验的测试方法，具体包括如下步骤：
(1)开启等离子体发生器1，通过等离子体发生器1形成稳定等离子体射流7；
(2)将不同类型的石墨棒柱体置于电弧风洞2中的平移台3上，通过电机控制平移台3将石墨棒柱体送入在等离子射流中进行烧蚀实验；
(3)通过平移台3调整石墨棒柱体相对于等离子体射流7的位置，在供入气体为氮气+氧气或空气的情况时，石墨棒柱体的头部被烧蚀成尖锐的外形。
如图3所示，采用尖锐外形的鼻锥一方面能将弓形激波转变为锥形激波，飞行器前方近似正激波范围减小，因为斜激波的波阻要比正激波小，从而有效减小激波阻力。
以上并非是对本发明的限制，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明实质范围的前提下，还可以做出若干变化、改型、添加或替换，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (4)
1.一种飞行器迎面减阻减热方法，其特征在于，在飞行器的头部设置构型实体，所述构型实体能够在飞行器飞行过程中被激波烧蚀成尖锐状结构并保持，以将激波转变为锥形激波来减小对飞行器的激波阻力。
2.根据权利要求1所述一种飞行器迎面减阻减热方法，其特征在于，所述构型实体为具有热升华特性并能够保型烧蚀的石墨材质。
3.根据权利要求1所述一种飞行器迎面减阻减热方法，其特征在于，所述构型实体为石墨棒柱体，所述石墨棒柱体的长度方向沿飞行器的头部向外凸出延伸设置，所述石墨棒柱体的一端部正对连接在所述飞行器的头部，另一端部正面接受激波。
4.根据权利要求3所述一种飞行器迎面减阻减热方法，其特征在于，所述石墨棒柱体的前端在接受正面激波烧蚀过程中烧蚀成尖型结构，所述尖型结构能够在激波烧蚀过程中保持。
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| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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