CN114148504B - 一种高超声速飞行器的减阻防热结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，属于高超声速飞行器减阻防热领域。本发明包括气动盘、减阻杆、减阻防热的槽道。气动盘、减阻杆安装在钝头前体上，气动盘在减阻杆上。在钝头前体前端驻点处加装减阻杆，减阻杆端部增加气动盘。在气动盘、减阻杆上开有用于减阻防热的槽道，即所述减阻防热槽道主要由吸气槽道、减速槽道、侧向射流槽道。在气动盘上开有用于吸取自由来流气体的带角度的吸气槽道。在减阻杆的中心开有用于调节来流气体速度的减速槽道。在减阻杆的侧壁开有用于来流气体由侧向喷射出去的侧向射流槽道。本发明采用减阻杆、气动盘和槽道对高超声速飞行器的头部防护，同时满足降低气动加热和减小飞行阻力两大要求。

Description

一种高超声速飞行器的减阻防热结构
技术领域
本发明涉及一种高超声速飞行器的减阻防热结构，尤其涉及一种用于高超声速飞行器钝头前体的减阻防热结构，属于高超声速飞行器减阻防热领域。
背景技术
随着现代航空宇航科学与技术的不断进步，现如今，人类高超声速飞行器的渴望愈发强烈，其巨大的速度优势被视为是航空航天领域的新的里程碑和制高点。对于高超声速的定义一般是指：飞行马赫数大于5。高超声速飞行器在飞行时会产生强大的弓形激波，高速来流经过弓形激波的压缩，会导致来流的动能转化为热能，使得气流的温度会急剧升高，甚至前端驻点的温度会高达2000℃以上，严重的气动加热破坏了飞行器的机体结构及重要的电子设备，迫使飞行器加装防热系统，极大地增加了飞行器的成本。与此同时，飞行器飞行过程中所受到的巨大阻力来自于波阻，波阻会随着飞行马赫数增加而急剧增加，波阻会产生飞行器总阻力的一半以上，加快了燃料的消耗，降低了飞行器的运载能力。所以，如何实现减阻防热效果成为众多学者关注的问题，而减阻与防热通常来讲很难同时做到。
近年来，许多国内外学者提出许多减阻防热的方法如：逆向射流、加装减阻杆、加装气动盘、迎风凹腔、能量沉积以及许多的组合方式。这类主动冷却的方法主要通过喷射冷却工质或者设计一些特定的机械结构来实现减阻防热的目标。目前来说，对于逆向射流方案来讲，射流方案过于复杂，需要携带工质，在工程上仍然难以实现；对于迎风凹腔来说，凹腔的防热原理是通过来流在凹腔内震荡消耗能量来实现放热效果的，但是，凹腔所带来的震荡会影响飞行器的气动性能；对于能量沉积方案来说，该方案仍然停留在理论阶段，在工程上的应用存在巨大困难。
发明内容
针对钝头体高超声速飞行器存在的减阻防热的问题，本发明的主要目的在于提供一种高超声速飞行器的减阻防热结构，采用减阻杆、气动盘和槽道对高超声速飞行器的头部防护，同时满足降低气动加热和减小飞行阻力两大要求。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，包括气动盘、减阻杆、减阻防热的槽道。气动盘、减阻杆安装在钝头前体上，气动盘在减阻杆上。所述减阻杆为一等截面的细长圆柱形杆，在钝头前体前端驻点处加装减阻杆，减阻杆端部增加气动盘。在气动盘、减阻杆上开有用于减阻防热的槽道，即所述减阻防热槽道主要由吸气槽道、减速槽道、侧向射流槽道。在气动盘上开有用于吸取自由来流气体的带角度的吸气槽道。在减阻杆的中心开有用于调节来流气体速度的减速槽道。在减阻杆的侧壁开有用于来流气体由侧向喷射出去的侧向射流槽道。
本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构的工作方法为：在高超声速飞行时，气动盘和减阻杆共同通过对高超声速自由来流的预压缩，将原始的弓形激波转化成斜激波，整体上降低激波的强度，尤其是进一步降低钝头前体上的再附激波强度，从而实现高超声速飞行器钝头前体的减阻防热。在气动盘的吸气槽道吸取高超声速自由来流气体，通过调节吸气槽道的角度提高对自由来流气体的吸气量，流出吸气槽道的气体通过减速槽道减速，从侧向射流槽道的喷口喷出，在侧向射流槽道附近形成一个马赫盘，并且在马赫盘前方多形成一个小回流区3，喷出的气体进一步将斜激波推离减阻杆，并且增大靠近钝头前体的回流区2，降低钝头前体的阻力系数和壁面最大斯坦顿数，即采用减阻杆、气动盘和槽道对高超声速飞行器的头部防护，同时满足降低气动加热和减小飞行阻力两大要求。
作为优选，在所述减阻杆轴向中间侧向射流槽道，使侧向射流位置刚好位于如图3剪切层位置，使斜激波推离减阻杆更远，进而进一步改善减阻防热效果。
在气动盘上开有用于吸取自由来流气体的带角度的吸气槽道，作为优选，所述吸气槽道的角度控制在0～60°范围内，有助于提升吸气量，进而进一步改善减阻防热效果。
作为进一步优选，所述吸气槽道的角度控制在60°，吸气量最大，进而进一步改善减阻防热效果。
作为优选，气动盘设置成为半球状，尽可能减少气动盘出现烧蚀的可能。
有益效果：
1、本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，采用减阻杆、气动盘和槽道对高超声速飞行器的头部防护，同时满足降低气动加热和减小飞行阻力两大要求。
2、本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，在高超声速飞行时，气动盘和减阻杆共同通过对高超声速自由来流的预压缩，将原始的弓形激波转化成斜激波，整体上降低激波的强度，尤其是进一步降低钝头前体上的再附激波强度，从而实现高超声速飞行器钝头前体的减阻防热。
3、本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，在气动盘的吸气槽道吸取高超声速自由来流气体，通过调节吸气槽道的角度提高对自由来流气体的吸气量，流出吸气槽道的气体通过减速槽道减速，从侧向射流槽道的喷口喷出，在侧向射流槽道附近形成一个马赫盘，并且在马赫盘前方多形成一个小回流区3，喷出的气体进一步将斜激波推离减阻杆，并且增大靠近钝头前体的回流区2，降低钝头前体的阻力系数和壁面最大斯坦顿数。
附图说明
图1为本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构二维工程图。
图2为本发明本发明公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构的三维示意图。
图3为本发明的二维轴对称流场图。
其中：1—吸气槽道、2—气动盘、3—减速槽道、4—侧向射流槽道、5-减阻杆、6-钝头前体
具体实施方式
如图1、2所示，本实施例公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，包括气动盘2、减阻杆5、减阻防热的槽道。气动盘2、减阻杆5安装在钝头前体上6，可以采用螺纹连接或焊接等连接方式。气动盘2和减阻杆5是一起通过机械加工出来的。所述减阻杆5为一等截面的细长圆柱形杆，其直径为4mm,长度为74mm,在钝头前体6前端驻点处加装减阻杆5，减阻杆5端部增加气动盘2,钝头前体6是直径为40mm的半球体，为减少气动盘2出现烧蚀的可能，气动盘2是直径为12mm的半球体。在气动盘2、减阻杆5上开有用于减阻防热的槽道，即所述减阻防热槽道主要由吸气槽道1、减速槽道3、侧向射流槽道4，其中，在吸气槽道1的倾斜角度要素中，减阻防热效果会随着角度的增加而提高防热效果，但考虑到结构强度和进气量综合作用，吸气槽道1的倾斜角度为60°，减速槽道3的直径为2mm，长度为33.5mm，侧向射流槽道4宽度为1mm。
本实施例公开的一种高超声速飞行器的减阻防热结构的工作方法为：在高超声速飞行时，气动盘2和减阻杆5共同通过对高超声速自由来流的预压缩，将原始的弓形激波转化成斜激波，整体上降低激波的强度，尤其是进一步降低钝头前体6上的再附激波强度，从而实现高超声速飞行器钝头前体6的减阻防热。在气动盘2的吸气槽道1吸取高超声速自由来流气体，通过调节吸气槽道1的角度提高对自由来流气体的吸气量，流出吸气槽道1的气体通过减速槽道3减速，从侧向射流槽道4的喷口喷出，在侧向射流槽道4附近形成一个马赫盘，并且在马赫盘前方多形成一个小回流区3，喷出的气体进一步将斜激波推离减阻杆5，并且增大靠近钝头前体6的回流区2，降低钝头前体6的阻力系数和壁面最大斯坦顿数，即采用减阻杆5、气动盘2和槽道对高超声速飞行器的头部防护，同时满足降低气动加热和减小飞行阻力两大要求。另外的，关于各项参数有以下几点规律：1.对于吸气槽道1的倾斜角度，综合来看，在0-60°范围内，随着角度的增大，减阻防热性能越好。2.对于侧向射流4的位置来水，其越靠近减阻杆5长度的中间位置，减阻防热性能越好。3.在不同马赫数的工况下，该结构的减阻防热性能随着马赫数的增高而改善。4.在不同高度的工况下，该结构的减阻防热性能随着高度的降低而改善。
另外，本发明也可以设计为其他类似结构，例如，将进气槽道1、减速槽道3及侧向喷流槽道4设计成为类似拉瓦尔喷管的形状，进一步改善自由来流在槽道内部的流动状况，减小总压损失。或者，在侧向喷流槽道4处多设计一个气动盘，并且在改进后的位置槽道也设计成拉瓦尔喷管形状，也可以进一步提高减阻防热性能。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：包括气动盘(2)、减阻杆(5)、减阻防热的槽道(1，3，4)；气动盘(2)、减阻杆(5)安装在钝头前体(6)，气动盘(2)在减阻杆(5)上；所述减阻杆(5)为一等截面的细长圆柱形杆，在钝头前体(6)前端驻点处加装减阻杆(5)，减阻杆(5)端部增加气动盘(2)；在气动盘(2)、减阻杆(5)上开有用于减阻防热的槽道(1，3，4)，即所述减阻防热槽道是吸气槽道(1)、减速槽道(3)、侧向射流槽道(4)；在气动盘(2)上开有用于吸取自由来流气体的带角度的吸气槽道(1)；在减阻杆(5)的中心开有用于调节来流气体速度的减速槽道(3)；在减阻杆(5)的侧壁开有用于来流气体由侧向喷射出去的侧向射流槽道(4)。
2.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：在所述减阻杆(5)轴向中间位置设置侧向射流槽道(4)。
3.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：在气动盘(2)上开有用于吸取自由来流气体的带角度的吸气槽道(1)，所述吸气槽道(1)的角度控制在0～60°范围内，有助于提升吸气量，进而进一步改善减阻防热效果。
4.如权利要求3所述的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：所述吸气槽道(1)的角度控制在60°，吸气量最大，进而进一步改善减阻防热效果。
5.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：气动盘(2)设置成为半球状，尽可能减少气动盘(2)出现烧蚀。
6.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：将吸气槽道(1)、减速槽道(3)及侧向射流槽道(4)设计成为类似拉瓦尔喷管的形状，进一步改善自由来流在槽道内部的流动状况，减小总压损失。
7.如权利要求1所述的一种高超声速飞行器的减阻防热结构，其特征在于：在侧向射流槽道(4)处多设置一个气动盘，并且在改进后的位置槽道也设计成拉瓦尔喷管形状，进一步提高减阻防热性能。
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