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

1.本发明属于飞行器设计领域，涉及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。


背景技术：

2.高超声速飞行器技术是影响未来国际关系格局的关键性技术之一，但是高超声速飞行会引起气动阻力及气动加热问题。其中，气动阻力中压阻占主导，可达总阻2/3，且随飞行马赫数增大而显著增大，严重影响飞行器气动性能；气动加热对应热防护要求，因此对飞行器总体设计提出了严苛的约束条件，上述约束条件往往也会对飞行器气动性能产生额外限制。因此，减阻防热技术是高超声速飞行器技术的关键支撑技术之一。
3.高超声速出版工程系列专著《空间任务飞行器减阻防热新方法及其应用》中指出，现有减阻防热方法分为主动与被动两类方法。被动方法主要采用特殊的表面材料，严重依赖新材料技术，且受烧蚀环境影响大。主动方法分为迎风凹腔、逆向喷流、减阻杆、能量投放及其组合构型，其中逆向喷流和减阻杆是现有研究中的两类主要方法。减阻杆通过几何约束将飞行器头部脱体激波限制在上游较远处，减阻杆和飞行器头部间形成分离区并产生较弱的分离激波，降低了飞行器头部壁面压力及热流，高热流环境由减阻杆头部承受，现已在美国“三叉戟”导弹中应用。逆向喷流通过喷流实现了类似减阻杆的功能，将脱体激波限制在逆向喷流上游，并在飞行器头部形成回流区减弱头部激波达到减阻防热的目的，此外通过冷却工质的物理化学作用可进一步降低壁面热流。然而，上述主动方法主要针对钝头体飞行器头部钝化产生的波阻，通过流动控制方法将强脱体激波弱化为斜激波达到减阻目的。对于头部钝度较小的尖锥体飞行器，头部波阻占比较小，上述方法减阻效果不显著。


技术实现要素：

4.针对上述问题，本发明提出了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，针对高超声速尖锥体飞行器，在飞行器迎风面壁面设置喷管进行顺向喷流，能够有效降低压阻和摩阻，且在实现喷流减阻的同时起到防热作用，不同喷流条件下喷流下游均存在热流减少效应，热流减少区域覆盖锥段且延伸至柱段。
5.本发明采用如下技术方案：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，在所述飞行器迎风面壁面处布置喷流减阻防热系统，所述喷流减阻防热系统包括若干喷管，所述喷管沿所述飞行器迎风面壁面的来流方向进行顺向喷流。
6.进一步，所述喷管为声速或超声速喷管。
7.进一步，所述喷管沿尖锥体周向均匀排布，形成阵列覆盖周向范围，覆盖角度范围占迎风面角度范围50%~100%，喷管轴线与壁面切平面以及喷管当地来流方向成锐角。
8.进一步，所述喷管沿机身或机翼伸展方向布置，形成阵列覆盖展向范围，覆盖角度范围占迎风面角度范围50%~100%，喷管轴线与壁面切平面以及喷管当地来流方向成锐角。
9.进一步，所述喷管的最小出口静压大于无喷流时飞行器绕流在喷管布置处的壁面压力，所述喷管的最大出口静压应保证干扰产生的激波不脱体，避免喷流引起上游流动分离。
10.进一步，喷流出口马赫数为1-2马赫，喷流静压比为10-40。
11.进一步，确定所述喷管的出口静压及出口总面积，包括以下步骤：（1）确定飞行器的各飞行剖面设计点中喷流减阻防热系统需达到的减阻数值d，给定预估的喷流减阻放大因子k，k》1，得到所需的喷流真空净推力f= d/k；（2）确定飞行剖面全过程中喷流减阻防热系统工质质量消耗m以及喷流减阻防热系统工作时间t，得到喷流流量q=m/t；（3）根据喷流真空净推力f和喷流流量q确定喷管的出口静压p及喷管的出口总面积a；（4）依据喷管的出口总面积a，确定喷管布置数量以及每个喷管的出口面积、喷管布置位置、喷管轴线方向，喷管排布方式为沿周向或展向布置，喷管的出口静压均为p；（5）依据步骤（1）-（4）得到喷流减阻防热系统初始设计后，为了满足飞行器总体设计需求，在数值计算或实验基础上对喷流减阻防热系统的设计参数进行迭代优化，确定喷流减阻防热系统的最终方案。
12.进一步，所述步骤（3）具体为：（1）其中，f为喷流真空净推力，p为喷管的出口静压，a为喷管的出口总面积，γ为给定工质比热比，m为给定设计喷流出口马赫数，m≥1；（2）其中，q为喷流流量，p0为喷管入口总压，a为喷管的出口总面积，q(m)为流量系数，r为喷流工质的气体常数, γ为给定工质比热比，t0为给定喷流工作总温；（3）（4）联立公式(1)-(4)，确定喷管的出口静压p及喷管的出口总面积a。
13.本发明相对于现有技术的有益效果：（1）现有主动方法布置位置局限在飞行器头部，本发明适用范围扩展到飞行器迎风面大部分区域。
14.（2）现有主动方法适用飞行器外形局限为钝头构型，本发明适用于头部钝度较小
的尖锥体飞行器，并针对该外形特征，进行了喷流减阻防热系统的形状尺寸及工作参数设置。
15.（3）对于不同飞行器，压阻与摩阻占比不同。现有主动方法减阻机理为降低强激波引起的压阻。而本发明能够以不同机制分别降低压阻和摩阻，可通过设计调整不同减阻构成，适用范围更大。
16.（4）本发明在实现喷流减阻的同时能够起到防热作用，不同喷流条件下喷流下游均存在热流减少效应，热流减少区域覆盖锥段且延伸至柱段。
附图说明
17.图1是飞行器基准外形示意图，其中1为飞行器基准外形；图2是飞行器带喷管外形头部放大示意图，其中2为飞行器带喷管外形；图3是实施例1中cfd数值计算得到的不同喷流条件下飞行器壁面压力分布图，横坐标为以基准外形头部顶点为原点的几何坐标，单位为m，纵坐标为以壁面压力与来流静压之比；图4是实施例1中cfd数值计算得到的不同喷流条件下飞行器壁面摩擦力系数分布图，横坐标为以基准外形头部顶点为原点的几何坐标；图5是实施例1中cfd数值计算得到的不同喷流条件下飞行器壁面热流分布图，横坐标为以基准外形头部顶点为原点的几何坐标；图6是实施例2中喷管布置方式示意图。
具体实施方式
18.下面结合附图和实施例进一步描述本发明，应该理解，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。
19.本发明是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，具体是在飞行器迎风面壁面处布置喷流减阻防热系统，所述喷流减阻防热系统包括若干喷管，所述喷管沿所述飞行器迎风面壁面的来流方向进行顺向喷流。
20.优选的，所述喷管为声速或超声速喷管。
21.所述飞行器迎风面壁面处布置喷管，多个喷管沿尖锥体周向均匀排布，形成阵列覆盖周向范围，覆盖角度范围占迎风面角度范围50%~100%，喷管轴线与壁面切平面以及喷管当地来流方向成锐角。
22.针对带机翼或翼身融合或乘波体等具有扁平外形的飞行器的机身或机翼，沿机身或机翼伸展方向布置喷管，形成阵列覆盖展向范围，覆盖角度范围占迎风面角度范围50%~100%，喷管轴线与壁面切平面以及喷管当地来流方向成锐角。
23.优选的，对于所述喷管的喷流，依据飞行环境压力控制喷管的最小出口静压，使得喷流处于欠膨胀工作状态，即喷管的最小出口静压大于无喷流时飞行器绕流在喷管布置位置处的壁面压力；控制喷流静压比（喷管的出口静压/来流静压）于一定范围内，所述喷管的最大出口静压应保证干扰产生的激波不脱体，避免喷流引起上游流动分离，产生不利干扰。
24.喷流处于欠膨胀状态，通过自由膨胀降低喷管出口下游壁面压阻。喷流与来流发生干扰，在喷流下游产生低压干扰区，进一步降低壁面压阻。此外，喷流在壁面上形成气膜，
通过改变边界层速度剖面，降低壁面速度梯度，从而降低壁面摩阻；气膜改变了边界层内气体组分构成，通过采用动力粘度较小的喷流工质，可进一步降低壁面摩阻。
25.优选的，喷流减阻防热系统的喷管设计需要确定喷管的所有参数，包括喷流出口总温、喷流出口马赫数、工质比热比、喷管的出口静压及出口面积五个参数。考虑到飞行器的总体设计要求直接给出喷流和喷流流量两个约束，需给定三个参数后确定剩余两个参数，而五个参数中温度、马赫数、比热比调整空间相对较小，因此通过计算给出所需的喷管的出口静压和出口面积，具有更好的工程应用意义。
26.具体的，确定所述喷管的出口静压及出口总面积，包括以下步骤：（1）确定飞行器的各飞行剖面设计点中喷流减阻防热系统需达到的减阻数值d，给定预估的喷流减阻放大因子k，k》1，k取值在(1.0, 3.0]时为最优，得到所需的喷流真空净推力f = d/k；（2）确定飞行剖面全过程中喷流减阻防热系统工质质量消耗m以及喷流减阻防热系统工作时间t，得到喷流流量q=m/t；（3）根据喷流真空净推力f和喷流流量q确定喷管的出口静压p及喷管的出口总面积a，具体为：依据飞行器总体设计要求，给定喷流工作总温t0，当气源为压缩气体时可取室温，气源为发动机引气时可取发动机工作总温；给定工质比热比γ，对于双分子气体通常γ=1.4；给定设计喷流出口马赫数m，m≥1，m=1为最优。
27.喷流真空净推力f可以表示为：（1）式中f为喷流真空净推力，p为喷管的出口静压，a为喷管的出口总面积，γ为给定工质比热比，m为给定设计喷流出口马赫数；喷流流量q可以表示为：（2）式中，q为喷流流量；p0为喷管入口总压；a为喷管的出口总面积；q(m)为流量系数，等于临界面积和单个喷管的出口面积之比，其中临界面积为喷管流动中流速为声速处的截面面积，近似为喉道截面积；r为喷流工质的气体常数；γ为给定工质比热比；t0为给定喷流工作总温。
28.（3）（4）
联立公式（1）-（4），确定喷管的出口静压p及喷管的出口总面积a。
29.（4）依据喷管的出口总面积a，确定喷管布置数量以及每个喷管的出口面积、喷管布置位置、喷管轴线方向，喷管排布方式为沿周向或展向布置，喷管的出口静压均为p；（5）依据步骤（1）-（4）得到喷流减阻防热系统初始设计后，为了满足飞行器总体设计需求，在数值计算或实验基础上对喷流减阻防热系统的设计参数进行迭代优化，确定喷流减阻防热系统的最终方案。
30.以下通过实施例1和2进行进一步的说明，选用的飞行器基准外形如图1所示，飞行器全长7m，锥段长3.6m，柱段长3.4m，柱段直径750mm，头部钝化半径为30mm。
31.实施例1：确定喷管布置在飞行器的位置与尺寸。针对这种头部钝度较小的高超声速尖锥体飞行器，在迎风面壁面处布置声速/超声速喷管，形成阵列覆盖周向360
°
范围，喷管轴线与壁面切平面以及喷管当地来流方向成较小锐角。如图2所示，喷管轴线与壁面切平面夹角为10
°
，喷管在飞行器柱段周向均匀布置，喷管出口宽度为5mm，喷管出口中心与飞行器头部轴向距离为233mm。
32.来流为空气，来流马赫数6，来流压力101325pa，来流静温300k；喷流工质为氢气，喷流出口马赫数为1、2，喷流静压比（喷管的出口静压/来流静压）为10、20、40，喷流出口总温为300k，飞行器设置为等温壁面，壁温300k。
33.cfd数值计算得到的不同喷流条件下飞行器壁面压力分布如图3所示，cfd数值计算得到的不同喷流条件下飞行器壁面摩擦力系数分布如图4所示。图3结果表明不同喷流条件下喷流下游均存在局部的低压干扰区，图4结果表明不同喷流条件下喷流下游均存在摩擦力减少，减阻区域覆盖锥段且延伸至柱段，图5结果表明不同喷流条件下喷流下游均存在热流减少，热流减少区域覆盖锥段且延伸至柱段。
34.喷流减阻放大因子k为飞行器阻力减少与喷流真空净推力之比，用于评价喷流减阻效果，k = 1表明喷流减阻方案与喷流直接作为推力效果相同，k 》1表明喷流减阻方案相比喷流直接作为推力可获得附加有利干扰。具体如下式所示：（5）式中f
on
为使用喷流时飞行器阻力方向受力，f
off
为不使用喷流时飞行器阻力方向受力，fj为喷流真空净推力。
35.表1为数值积分得到的飞行器阻力减少及放大因子。随着喷流出口马赫数及喷流静压比增大，减阻更加显著，但放大因子随之减少。结果表明，该实施例中顺向喷流减阻方案减阻效果显著，在喷流出口马赫数为1、喷流静压比为40的条件下，阻力减少可达总阻力16.49%，具有较高的放大因子（1.7947），可认为该喷流减阻方案的产出大于投入。
36.表1
实施例2：喷管位置、出口宽度、喷流方向与实施例1相同。喷管布置方式如图6所示，间隔45
°
布置角度为22.5
°
范围的喷管，喷管总数为8个，形成阵列覆盖周向180
°
范围，喷管的出口总面积为实施例1的一半。计算条件中来流条件、喷流工质、喷流出口总温以及壁温与实施例1相同，喷流出口马赫数为1、喷流静压比为40，结果表明压阻减少4.51%，总阻减少10.31%，压阻减少占比43.69%，放大因子2.1064。
37.该喷管布置方式下结果与实施例1中喷流出口马赫数为1、喷流静压比为20的结果相近，表明在相同的喷流流量及真空净推力条件下不同喷管布置方式能够达到相当的减阻效果，即本发明提出的顺向喷流减阻防热方法能够保证减阻效果前提下调整喷管布置方式适配实际应用需求。
38.对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以对本发明的实施例做出若干变型和改进，这些都属于本发明的保护范围。