CN122144192A - 一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法及调控装置 - Google Patents

Abstract

本申请公开了一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法及调控装置，其中高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法包括以下步骤：确定热流集中区域；在热流集中区域的外表面布置阵列式微型射流喷嘴与热流传感器；判断热流传感器采集的热流数据是否超过安全阈值；若超过安全阈值，进入主动调控状态，开启低温热流并调节喷嘴参数；判断热流数据是否恢复到安全阈值内；若恢复到安全阈值内，降低喷射强度或关闭喷嘴，退出主动调控状态。本申请可在高超声速飞行条件下显著降低火箭关键部位的局部热流峰值，有效缓解热流集中现象，并改善整体热流分布均匀性，从而降低结构热负荷和热损伤风险。

Description

一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法及调控 装置

技术领域

本申请涉及航天领域，具体地，涉及一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法及调控装置。

背景技术

在现有高超声速运载火箭及相关飞行器的设计与工程应用中，针对高马赫数飞行条件下产生的强烈气动加热问题，普遍采用以被动热防护为主的技术方案。该类方案通常通过在火箭外表面设置烧蚀型防热材料、隔热瓦结构或耐高温金属及复合材料蒙皮，依靠材料自身的耐热性能、烧蚀吸热或隔热能力来抵御气动热流作用。在火箭头部、级间段以及外形过渡区域等易产生热流集中的部位，往往通过增加防热结构厚度、选用更高等级耐热材料或提高结构设计裕度的方式，以保证在极端气动热环境下的结构安全性。此外，部分现有技术还通过优化飞行轨迹和姿态控制策略，尽量避免长时间处于气动热负荷较高的飞行工况，从任务规划层面降低整体热防护压力。近年来，也有少量研究尝试引入冷却或流动调控手段，但多以被动冷却结构或固定参数的流场控制方式为主，通常针对特定工况进行设计，尚未形成可随飞行状态变化进行动态调节的完整技术体系。上述方案虽然在一定程度上能够满足传统高超声速飞行任务的热防护需求，但在新一代高超声速运载火箭工程应用中逐渐暴露出明显不足。首先，被动热防护方案在结构和材料确定后，其防护能力基本固定，无法在飞行过程中根据实时气动热环境的变化进行调节，难以有效应对由激波—边界层相互作用增强、局部流动分离或飞行状态扰动所引发的非定常和突发性热流峰值问题。其次，为确保极端工况下的安全裕度，被动防护往往需要显著增加材料厚度或采用高密度耐热材料，从而导致防热系统质量增加，降低运载火箭的有效载荷能力和整体性能。另外，烧蚀类防热结构在使用过程中会产生材料消耗，不利于运载火箭的重复使用和寿命管理，同时也增加了维护成本和任务不确定性。现有少量涉及流场调控或冷却的方案多缺乏实时感知和反馈控制能力，通常只能在预设条件下发挥作用，难以适应高超声速飞行过程中复杂、多变的气动热环境。

因此，如何提供一种能够在保证轻量化的同时，实现对局部气动热流进行实时感知和主动调控的方法，成为本领域亟需解决的问题。

发明内容

为了解决上述问题，本申请提出一种高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其特征在于，包括：热流集中区域确定模块、阵列式微型射流喷嘴、高温热流传感器、低温气体供给系统和控制单元；热流集中区域确定模块，用于确定热流集中区域；阵列式微型射流喷嘴，布置于热流集中区域的外表面，与箭体内置的低温气体供给系统连通，用于将低温介质精准喷射于火箭热流集中区域；高温热流传感器，布置于热流集中区域，用于实时采集局部热流密度数据；低温气体供给系统，用于在主动调控状态中提供低温喷射介质；控制单元，用于接收高温热流传感器信号并与安全热流阈值比较，根据热流超限情况进入主动调控状态，自动调节喷嘴的开启以及喷射参数。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其中热流集中区域包括火箭头部驻点区域、级间段以及几何外形突变部位。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其中低温气体供给系统包括低温储罐、减压与控制组件，以液氮作为喷射介质。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其中喷射参数包括喷射压力和喷射流量。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其中阵列式微型射流喷嘴为耐高温材料。

一种基于上述任一项装置的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，包括以下步骤：确定热流集中区域；在热流集中区域的外表面布置阵列式微型射流喷嘴与热流传感器；判断热流传感器采集的热流数据是否超过安全阈值；若超过安全阈值，进入主动调控状态，开启低温热流并调节喷嘴参数；判断热流数据是否恢复到安全阈值内；若恢复到安全阈值内，降低喷射强度或关闭喷嘴，退出主动调控状态。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其中将火箭头部驻点区域、级间段以及几何外形突变部位作为热流集中区域。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其中判断热流传感器采集的热流数据是否超过安全阈值包括，将将采集到的热流密度数据与预先设定的安全热流阈值进行比较，若热流密度数据超过安全热流阈值，则进入主动调控状态。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其中进入主动调控状态，开启低温热流并调节喷嘴参数包括：确定热流超限程度；根据热流超限程度开启低温热流并调节喷嘴参数。

如上所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其中退出主动调控状态后，返回监测状态，当检测到热流密度再次超出安全阈值后进入新一轮主动调控。

本申请具有以下有益效果：

（1）本申请可在高超声速飞行条件下显著降低火箭关键部位的局部热流峰值，有效缓解热流集中现象，并改善整体热流分布均匀性，从而降低结构热负荷和热损伤风险。本申请通过主动调节气动流场实现热防护效果，在不显著增加防热结构厚度和质量的前提下即可提升热防护能力，有利于提高运载火箭的有效载荷能力和整体性能。

（2）本申请所采用的闭环控制方式能够适应高超声速飞行过程中复杂、多变的气动热环境，对非定常热流和突发热流峰值具有良好的响应能力，显著提升热防护系统的安全性和可靠性。同时还具备良好的工程集成性，可与现有被动热防护结构协同使用，为高超声速运载火箭及可重复使用运载器提供一种具有实际工程应用价值的智能化气动热防护解决方案。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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本申请中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是根据本申请实施例提供的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法的流程示意图；

图2是根据本申请实施例提供的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置的内部结构示意图。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。

本发明提出一种高超声速运载火箭气动热流主动调控装置及其控制策略，以突破传统被动热防护技术在调节能力和适应性方面的限制。本发明通过在火箭热流集中区域引入低温主动射流手段，主动改变局部气动流场结构，从气动机理层面削弱激波—边界层相互作用及壁面热传递强度，从而有效降低局部热流峰值。同时，本发明通过在关键部位布置高温热流传感器，实时获取气动热环境信息，并构建基于热流阈值的闭环控制策略，使低温射流的开启时机、喷射强度和持续时间能够根据实际热流状态进行自适应调节，实现气动热流的精准、按需控制。通过上述方案，本发明在不显著增加结构质量的前提下，提高高超声速运载火箭对复杂、非定常气动热环境的适应能力，提升整体热防护系统的安全性、可靠性和工程适用性。

实施例一

如图1所示，本实施例提供一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，具体包括以下步骤：

步骤S1：确定热流集中区域。

在火箭总体设计阶段，通过气动热数值仿真与飞行包线分析，对火箭在高超声速飞行过程中可能出现热流集中的区域进行识别与评估，确定火箭头部驻点区域、级间段以及几何外形突变部位为热流集中区域。

步骤S2：在热流集中区域的外表面布置阵列式微型射流喷嘴与热流传感器。

在热流集中区域的外表面布置阵列式微型射流喷嘴，确保低温射流能均匀、定向作用于受热关键部位，实现对局部流场的精准扰动。喷嘴采用耐高温结构设计，喷嘴与箭体内部的低温气体供给系统连通。

其中箭体内部的低温气体供给系统设置于箭体内部，该系统包括低温储罐、减压与控制组件，优选以液氮作为喷射介质。液氮在储罐中储存，在控制系统指令下经减压汽化后，由对应区域的微型射流喷嘴喷出。喷射过程中，低温气体射流与高超声速来流相互作用，主动扰动近壁边界层结构，削弱激波—边界层相互作用强度，使局部边界层增厚并降低壁面温度梯度，从而达到降低局部气动热流峰值的目的。

进一步地，为实现调控过程的实时性和自适应性，与喷嘴阵列同区域同步布置高温热流传感器，高温热流传感器的分布形式匹配喷嘴的阵列布局，确保传感器能精准采集每个射流调控区域的实时热流密度数据。

可以理解的，热流密度越高、热流集中范围越大的区域，布置的喷嘴和传感器数量越多。传感器数量按需配套喷嘴阵列设置，满足实时、全覆盖采集局部热流密度数据的需求即可，无需与喷嘴一一对应。

步骤S3：判断热流传感器采集的热流数据是否超过安全阈值。

传感器信号实时传输至控制单元，控制单元将采集到的热流密度数据与预先设定的安全热流阈值进行比较。当检测到某一区域热流超过安全热流阈值时，执行步骤S4。

若超过安全阈值，则执行步骤S4。若未超过安全阈值，则执行步骤S7。

步骤S4：进入主动调控状态，开启低温热流并调节喷嘴参数。

控制单元自动判定该区域进入主动调控状态，触发对应的微型射流喷嘴开启，并根据热流超限程度调节喷射压力和喷射流量。

其中可以为各热流集中区域设置不同的安全热流阈值，计算采集的各区域的实时热流密度与对应安全热流阈值的差值，得到对应区域的热流超限值，超限值越大，代表该区域气动热流风险越高，需要的射流干预强度越强。

若为低程度超限（超限值≤安全阈值的20%）：开启低档位射流，采用低压力+小流量喷射，仅通过弱射流轻微扰动近壁流场，在满足热流调控的同时最大限度节省液氮工质。

若为中程度超限（20%＜超限值≤50%）：切换至中档位射流，采用中压力+中流量喷射，适度增强流场扰动效果，快速抑制热流上升趋势。

若为高程度超限（超限值＞50%）：直接开启高档位射流，采用高压力+ 大流量喷射，通过强射流大幅增厚局部边界层，快速削弱激波 — 边界层相互作用，迅速降低热流峰值，应对高风险热流状态。

步骤S5：判断热流数据是否恢复到安全阈值内。

若恢复到安全热流阈值内，则执行步骤S6。反之则返回执行步骤S4。

步骤S6：降低喷射强度或关闭喷嘴，退出主动调控状态。

在射流作用过程中，控制单元持续接收热流传感器反馈数据，并根据热流变化情况对喷射参数进行动态修正。当监测到热流已降低至安全阈值内时，控制单元逐步降低喷射强度或关闭喷嘴，退出主动调控状态，从而形成一个完整的基于热流实时监测的闭环控制过程。

步骤S7：返回监测状态。

返回状态后，阵列式微型射流喷嘴停止喷射低温气体，或仅保持极低的备用喷射状态，低温气体供给系统不再向喷嘴输送高压、大流量的汽化低温介质。布置在热流集中区域的高温热流传感器保持正常采集频率，持续、实时捕捉火箭外表面的局部热流密度数据，并将数据不间断传输至控制单元，无任何采集中断或降频。控制单元依旧将传感器传输的实时热流数据与预设安全热流阈值进行持续对比、分析，处于实时监测、即时判定的待机响应模式，一旦检测到热流密度再次超出安全阈值，将立即触发新一轮的主动射流调控流程。

实施例二

如图2所示，为本申请实施例提供的一种高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，具体包括：热流集中区域确定模块210、阵列式微型射流喷嘴220、高温热流传感器230、低温气体供给系统240和控制单元250。

热流集中区域确定模块210，用于确定热流集中区域。

在火箭总体设计阶段，通过气动热数值仿真与飞行包线分析，对火箭在高超声速飞行过程中可能出现热流集中的区域进行识别与评估，确定火箭头部驻点区域、级间段以及几何外形突变部位为热流集中区域。

阵列式微型射流喷嘴220，布置于上述热流集中区域的外表面，与箭体内置的低温气体供给系统连通，用于将低温介质精准喷射于火箭热流集中区域。

在热流集中区域的外表面布置阵列式微型射流喷嘴，确保低温射流能均匀、定向作用于受热关键部位，实现对局部流场的精准扰动，喷嘴采用耐高温结构设计。

高温热流传感器230，布置于热流集中区域，用于实时采集局部热流密度数据。

高温热流传感器的分布形式匹配喷嘴的阵列布局，确保传感器能精准采集每个射流调控区域的实时热流密度数据。

低温气体供给系统240，用于在主动调控状态中提供低温喷射介质。

低温气体供给系统设置于箭体内部，该系统包括低温储罐、减压与控制组件，优选以液氮作为喷射介质。液氮在储罐中储存，在控制系统指令下经减压汽化后，由对应区域的微型射流喷嘴喷出。喷射过程中，低温气体射流与高超声速来流相互作用，主动扰动近壁边界层结构，削弱激波—边界层相互作用强度，使局部边界层增厚并降低壁面温度梯度，从而达到降低局部气动热流峰值的目的。

控制单元250，用于接收传感器信号并与安全热流阈值比较，根据热流超限情况自动调节喷嘴的开启、喷射压力和流量。

控制单元250将采集到的热流数据与预先设定的安全热流阈值进行比较。当检测到某一区域热流超过安全热流阈值时，开启低温热流并调节喷嘴参数。

控制系统自动判定该区域进入主动调控状态，触发对应的微型射流喷嘴开启，并根据热流超限程度调节喷射压力和喷射流量。

其中可以为各热流集中区域设置不同的安全热流阈值，计算采集的各区域的实时热流密度与对应安全热流阈值的差值，得到对应区域的热流超限值，超限值越大，代表该区域气动热流风险越高，需要的射流干预强度越强。

若为低程度超限（超限值≤安全阈值的 20%）：开启低档位射流，采用低压力+小流量喷射，仅通过弱射流轻微扰动近壁流场，在满足热流调控的同时最大限度节省液氮工质。

若为中程度超限（20%＜超限值≤50%）：切换至中档位射流，采用中压力+中流量喷射，适度增强流场扰动效果，快速抑制热流上升趋势。

若为高程度超限（超限值＞50%）：直接开启高档位射流，采用高压力+大流量喷射，通过强射流大幅增厚局部边界层，快速削弱激波—边界层相互作用，迅速降低热流峰值，应对高风险热流状态。

控制单元250还需要判断热流数据是否恢复到安全热流阈值内。若恢复到安全阈值内，则降低喷射强度或关闭喷嘴。若未恢复到安全阈值内，则继续开启低温热流并调节喷嘴参数。

本申请还提供一种计算机存储介质，所述计算机存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令被调用时，用于执行所述高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法。

本发明所公开的实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有计算机程序指令，当所述计算机程序指令在计算机上运行时，使得计算机执行上述的一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法。

本发明实施例提供一种处理器，用于处理上述的一种高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法。

在本发明实施例中，处理器可以是一种集成电路芯片，具有信号的处理能力。处理器可以是通用处理器、数字信号处理器(Digital Signal Processor，简称 DSP)、专用集成电路(Application Specific Integrated Circuit，简称 ASIC)、现场可编程门阵列(Field Programmable Gate Array，简称 FPGA)或者其他可编程逻辑器件、分立门或者晶体管逻辑器件、分立硬件组件。

可以实现或者执行本发明实施例中的公开的各方法、步骤及逻辑框图。通用处理器可以是微处理器或者该处理器也可以是任何常规的处理器等。结合本发明实施例所公开的方法的步骤可以直接体现为硬件译码处理器执行完成，或者用译码处理器中的硬件及软件模块组合执行完成。软件模块可以位于随机存储器，闪存、只读存储器，可编程只读存储器或者电可擦写可编程存储器、寄存器等本领域成熟的存储介质中。处理器读取存储介质中的信息，结合其硬件完成上述方法的步骤。

存储介质可以是存储器，例如可以是易失性存储器或非易失性存储器，或可包括易失性和非易失性存储器两者。

其中，非易失性存储器可以是只读存储器(Read-Only Memory，简称ROM)、可编程只读存储器(Programmable ROM，简称PROM)、可擦除可编程只读存储器(Erasable PROM，简称EPROM)、电可擦除可编程只读存储器(Electrically EPROM，简称EEPROM)或闪存。易失性存储器可以是随机存取存储器(Random Access Memory，简称RAM)，其用作外部高速缓存。通过示例性但不是限制性说明，许多形式的RAM可用，例如静态随机存取存储器(StaticRAM，简称 SRAM)、动态随机存取存储器(Dynamic RAM，简称DRAM)、同步动态随机存取存储器(Synchronous DRAM，简称SDRAM)、双倍数据速率同步动态随机存取存储器(Double DataRate SDRAM，简称 DDRSDRAM) 、 增强型同步动态随机存取存储器(Enhanced SDRAM，简称ESDRAM)、同步连接动态随机存取存储器(Synchlink DRAM，简称SLDRAM)和直接内存总线随机存取存储器(Direct Rambus RAM，简称DRRAM)。

本申请具有以下有益效果：

（1）本申请可在高超声速飞行条件下显著降低火箭关键部位的局部热流峰值，有效缓解热流集中现象，并改善整体热流分布均匀性，从而降低结构热负荷和热损伤风险。本申请通过主动调节气动流场实现热防护效果，在不显著增加防热结构厚度和质量的前提下即可提升热防护能力，有利于提高运载火箭的有效载荷能力和整体性能。

（2）本申请所采用的闭环控制方式能够适应高超声速飞行过程中复杂、多变的气动热环境，对非定常热流和突发热流峰值具有良好的响应能力，显著提升热防护系统的安全性和可靠性。同时还具备良好的工程集成性，可与现有被动热防护结构协同使用，为高超声速运载火箭及可重复使用运载器提供一种具有实际工程应用价值的智能化气动热防护解决方案。

虽然当前申请参考的示例被描述，其只是为了解释的目的而不是对本申请的限制，对实施方式的改变，增加和/或删除可以被做出而不脱离本申请的范围。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其特征在于，包括：热流集中区域确定模块、阵列式微型射流喷嘴、高温热流传感器、低温气体供给系统和控制单元；

热流集中区域确定模块，用于确定热流集中区域；

阵列式微型射流喷嘴，布置于热流集中区域的外表面，与箭体内置的低温气体供给系统连通，用于将低温介质精准喷射于火箭热流集中区域；

高温热流传感器，布置于热流集中区域，用于实时采集局部热流密度数据；

低温气体供给系统，用于在主动调控状态中提供低温喷射介质；

控制单元，用于接收高温热流传感器信号并与安全热流阈值比较，根据热流超限情况进入主动调控状态，自动调节喷嘴的开启以及喷射参数。

2.如权利要求1所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其特征在于，热流集中区域包括火箭头部驻点区域、级间段以及几何外形突变部位。

3.如权利要求1所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其特征在于，低温气体供给系统包括低温储罐、减压与控制组件，以液氮作为喷射介质。

4.如权利要求1所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其特征在于，喷射参数包括喷射压力和喷射流量。

5.如权利要求6所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控装置，其特征在于，阵列式微型射流喷嘴为耐高温材料。

6.一种基于权利要求1至5任一项所述装置的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

确定热流集中区域；

在热流集中区域的外表面布置阵列式微型射流喷嘴与热流传感器；

判断热流传感器采集的热流数据是否超过安全阈值；

若超过安全阈值，进入主动调控状态，开启低温热流并调节喷嘴参数；

判断热流数据是否恢复到安全阈值内；

若恢复到安全阈值内，降低喷射强度或关闭喷嘴，退出主动调控状态。

7.如权利要求6所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其特征在于，将火箭头部驻点区域、级间段以及几何外形突变部位作为热流集中区域。

8.如权利要求7所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其特征在于，判断热流传感器采集的热流数据是否超过安全阈值包括，将将采集到的热流密度数据与预先设定的安全热流阈值进行比较，若热流密度数据超过安全热流阈值，则进入主动调控状态。

9.如权利要求8所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其特征在于，进入主动调控状态，开启低温热流并调节喷嘴参数包括：

确定热流超限程度；

根据热流超限程度开启低温热流并调节喷嘴参数。

10.如权利要求6所述的高超声速运载火箭气动热流主动调控控制方法，其特征在于，退出主动调控状态后，返回监测状态，当检测到热流密度再次超出安全阈值后进入新一轮主动调控。