專利名稱：一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于飛行器局部的逆向溢流降低熱流率的方法。
背景技術(shù)：
最早關(guān)于溢流冷卻的研究是切向的射流來形成膜，以使得熱流降低。最早是在1946年，Wieghardt為解決機(jī)翼結(jié)冰而進(jìn)行了熱空氣除冰的研究。1966年，Goldstein等人最先對Ma = 3的超聲速流動中的切向聲速射流進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。1970年，Parthasarthy和Zakkay對Ma = 6的主流中的不同制冷劑(氦氣、氫氣和氬氣)的近切向噴射進(jìn)行了實(shí) 驗(yàn)研究。1970 1971年，Cary和Hefner對Ma = 6的主流中的平板氣膜冷卻進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究，制冷劑為空氣。他們的研究發(fā)現(xiàn)，Ma = 6的超聲速流動中的氣膜冷卻效果明顯高于相同噴射結(jié)構(gòu)下的亞聲速和Ma < 6的超聲速流動中的氣膜冷卻效果,不同氣體的氣膜冷卻效率可以表示成相同的指數(shù)形式，并且在制冷劑噴ロ下游，表面摩擦阻力下降。1975年，Eiswirth等人對導(dǎo)彈彈頭處的光學(xué)窗ロ進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。主流為Ma =
6,射流分別為氦氣、氮?dú)?、六氟化硫以及氦氬混合氣體.實(shí)驗(yàn)發(fā)現(xiàn)，制冷劑的比熱和流量對冷卻效果的影響很大，噴縫高度、射流溫度和主流雷諾數(shù)的影響次之。80年代，麥道宇航系統(tǒng)公司的J. A. Majeski在ー個全尺寸頭罩模型上，對氣膜冷卻的效果進(jìn)行了理論與試驗(yàn)研究。而最早在駐點(diǎn)區(qū)進(jìn)行射流降低熱流是出現(xiàn)在1995年Shigeru ASO等實(shí)驗(yàn)使用傳統(tǒng)激波風(fēng)洞，通過對鈍頭體的24o位置進(jìn)行環(huán)狀開槽，并通過噴出冷空氣的方法，來獲得冷膜覆蓋降低熱流的方式。測試條件是在流場馬赫數(shù)M = 4. 25，PO = 0. 45-0. 60MPa吋，TO=408K和449雷諾數(shù)=4. 4-5. 4。在實(shí)驗(yàn)中的兩個大規(guī)模的模型表面切線方向和正常的方式進(jìn)行噴流，并有兩個方向的結(jié)果進(jìn)行了比較。在兩個方向上的顯著下降表面熱流，同時切向是更有效的熱保護(hù)方式。Shigeru Aso并且在1997年對其實(shí)驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值數(shù)值分析，模型為軸對稱全N-S方程求解隱式差分方法。采用LU-SGS和AUSMDV格式，并且加入k_ e湍流為壓縮性和低Reynolds數(shù)效應(yīng)模型。計算結(jié)果表明與實(shí)驗(yàn)吻合較好，以及通過對邊界層內(nèi)的流動分析表明，邊界層分為兩個子層，而內(nèi)層起著對表面的絕熱壁的作用。2001-2003年J. S. Shang等通過對實(shí)驗(yàn)和數(shù)值計算來對駐點(diǎn)噴流降低熱流以及與頭激波的相互作用進(jìn)行分析。實(shí)驗(yàn)是分別采用室溫空氣和等離子氣體作為噴流氣體來進(jìn)行的。實(shí)驗(yàn)結(jié)果得到了當(dāng)噴射的總壓固定吋，由于隨著溫度的升高使得質(zhì)量流量的減少的原因，讓等離子氣體產(chǎn)生的阻カ大于室溫氣體。而在相同質(zhì)量流量情況下，血等離子氣體產(chǎn)生的阻力小于室溫氣體。雖然能夠?qū)Ρ冗@兩者得相對大小，但是要將其量化仍然遙遙無期。2009年Mahapatra D,在高超聲速激波風(fēng)洞中使用弱離子気等離子體作為噴流氣體，對鈍頭體在不同噴射壓力下的實(shí)驗(yàn)測量。利用高速紋影技術(shù)對試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷牧鲌鲞M(jìn)行可視化。并且采用加速度天平直接進(jìn)行カ的測量。發(fā)現(xiàn)等離子體噴射壓力比在一定情況下，雖然動量小于冷流噴射，但是減阻效果卻要比其大不少。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的在于提供ー種操作簡單方便且效果好的飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法。本發(fā)明的一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法是從飛行器的局部高熱流區(qū)域的表面溢流出常溫的液體，液體在高熱流區(qū)域形成薄層將所述飛行器局部高熱流區(qū)域的表面覆蓋，從而降低局部高熱流區(qū)域表面的熱流率。優(yōu)選地，所述液體為水。優(yōu)選地，所述飛行器的高熱流區(qū)域的是指升阻比較大的飛行器的尖錐體頭部。本發(fā)明通過在飛行器的局部高熱流區(qū)域的表面持續(xù)溢流出常溫液體，飛行器在高速飛行的情況下，液體就會在局部高熱流區(qū)域的表面形成一層薄層，一方面，由于溢流出的液體的流量很少，形成在表面的薄層面積小，主要是覆蓋住局部高熱流區(qū)域，因此對飛行器 的主流幾乎不存在干擾，而且持續(xù)的溢流能夠起到很好的降低局部高熱流區(qū)域的熱流的作用。本發(fā)明尤其適合用在升阻比大的飛行器的尖錐體頭部。


圖I為應(yīng)用本發(fā)明方法的飛行器結(jié)構(gòu)示意圖；圖2為溢流降熱實(shí)驗(yàn)結(jié)果圖。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明的逆向溢流是ー種主動冷卻防熱的方法，其是從飛行器的駐點(diǎn)或是預(yù)測到的高熱流區(qū)域的表面溢流出常溫液體，比如水，使其在這些區(qū)域形成薄層，井覆蓋在高熱流區(qū)域，從而大大降低物體表面的熱流率。由于保護(hù)區(qū)狹小，用液量很少，因此對主流幾乎不存在干擾。以升阻比大的飛行器(這樣的飛行器通常具有尖錐體的頭部)為例進(jìn)行說明。如圖I所示，飛行器I的尖錐體頭部2的頂尖位置是高熱流的區(qū)域。尖錐體頭部2的頂尖開設(shè)有I個小孔3，然后將導(dǎo)管4的一端連通小孔3，另一端連接ー個可持續(xù)注射液體的注液裝置5，該注液裝置5可以按照預(yù)定的流量和時間向小孔3注射液體。在本發(fā)明中，注射的液體為水，也可以是其它類似的液體。通過注液裝置5在預(yù)定的時間持續(xù)地對小孔3注射預(yù)定流量的水，飛行器I在高速飛行中，水就會在頂尖位置的區(qū)域形成一層薄層液膜6，并將高熱流的區(qū)域覆蓋住。這種情況下，由于溢流出來并形成在飛行器I局部表面的是常溫水，并且是持續(xù)不斷地溢流，因此能夠起到對高熱流區(qū)域很好的降溫效果，抵抗激波7，從而保護(hù)頂尖部區(qū)域。當(dāng)然，本發(fā)明可以用于飛行器其它局部高熱流區(qū)域的表面。布置的點(diǎn)可以是ー個，也可以是多個。表一溢流降熱實(shí)驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)表
權(quán)利要求
1.一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法，該方法是從飛行器的局部高熱流區(qū)域的表面溢流出常溫的液體，液體在高熱流區(qū)域形成薄層將所述飛行器局部高熱流區(qū)域的表面覆蓋，從而降低局部高熱流區(qū)域表面的熱流率。
2.如權(quán)利要求I所述的方法，其特征在于，所述液體為水。
3.如權(quán)利要求I或2所述的方法，其特征在于，所述飛行器的高熱流區(qū)域的是指升阻比較大的飛行器的尖錐體頭部。
全文摘要
本發(fā)明的公開了一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法，該方法是從飛行器的局部高熱流區(qū)域的表面溢流出常溫的液體，液體在高熱流區(qū)域形成薄層將所述飛行器局部高熱流區(qū)域的表面覆蓋，從而降低局部高熱流區(qū)域表面的熱流率。本發(fā)明通過在飛行器的局部高熱流區(qū)域的表面持續(xù)溢流出常溫液體，飛行器在高速飛行的情況下，液體就會在局部高熱流區(qū)域的表面形成一層薄層，一方面，由于溢流出的液體的流量很少，形成在表面的薄層面積小，主要是覆蓋住局部高熱流區(qū)域，因此對飛行器的主流幾乎不存在干擾，而且持續(xù)的溢流能夠起到很好的降低局部高熱流區(qū)域的熱流的作用。本發(fā)明尤其適合用在升阻比大的飛行器的尖錐體頭部。
文檔編號B64C23/00GK102795335SQ201210166480
公開日2012年11月28日 申請日期2012年5月25日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月25日
發(fā)明者俞鴻儒, 陳宏 , 陳兵 申請人:中國科學(xué)院力學(xué)研究所