本發(fā)明涉及流體力學(xué)流動控制領(lǐng)域、等離子體物理應(yīng)用領(lǐng)域，是一種基于激波控制的高超聲速飛行器降熱方法，可以有效降低高超聲速飛行器熱結(jié)構(gòu)設(shè)計的難度和熱防護(hù)的厚度，提升高超聲速飛行器整體性能。

背景技術(shù)：

高超聲速飛行器技術(shù)是21世紀(jì)航空航天技術(shù)領(lǐng)域新的制高點，是人類航空航天史上繼發(fā)明飛機(jī)、突破音障飛行之后的第三個劃時代里程碑，同時也將開辟人類進(jìn)入太空的新方式。高超聲速飛行器具有飛行距離遠(yuǎn)、機(jī)動能力強(qiáng)、突防概率高的特點，能獲得確保進(jìn)入空間、有效利用空間和控制空間的能力，能有效地遏制敵地基、機(jī)載、艦載預(yù)警及武器系統(tǒng)整體功能的發(fā)揮，有效地攻擊時間敏感目標(biāo)，縮短作戰(zhàn)時間，提高武器攻擊的突然性和有效性。由于高超聲速飛行器巨大的軍事和經(jīng)濟(jì)效益，世界主要強(qiáng)國正在大力發(fā)展高超聲速技術(shù)，并將研制高超聲速飛行器作為國家戰(zhàn)略目標(biāo)。

未來高升阻比高超聲速飛行器外形將向著“扁平化”的方向發(fā)展，如“乘波體”構(gòu)型。面對這種“扁平化”“薄”外形發(fā)展趨勢，“薄”成為了熱結(jié)構(gòu)所面臨的最嚴(yán)峻考驗。

首先，端頭、翼前緣等關(guān)鍵部位熱結(jié)構(gòu)減薄能夠有效降低飛行器波阻，進(jìn)而提升飛行器升阻比；

其次，熱結(jié)構(gòu)減薄能夠顯著降低飛行器重量，進(jìn)而降低高超聲速巡航所需的升力條件。

然而，高超聲速飛行器要在大氣層內(nèi)長時間飛行，與傳統(tǒng)彈道式戰(zhàn)略彈頭的短時高熱環(huán)境再入條件不同，高超聲速飛行器的熱環(huán)境以長時間、高焓、中/低熱流為主要特征，熱結(jié)構(gòu)承受的總加熱量更大，長時間耐高溫/抗燒蝕性能要求更為苛刻，如果不采用新技術(shù)改善熱環(huán)境而單方面采用極限設(shè)計方式不斷減薄防熱層，不但能夠發(fā)掘的潛力有限，而且也將嚴(yán)重影響飛行安全性。例如，美國HTV-2高超聲速飛行器連續(xù)飛行試驗失敗，與其冒進(jìn)式的熱防護(hù)系統(tǒng)極限設(shè)計理念不無關(guān)系，尤其是HTV-2第二次飛行試驗失敗后，美軍官方也公開承認(rèn)試驗失敗與飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)非正常燒蝕關(guān)系密切。

因此，高超聲速飛行器航程要進(jìn)一步提高，其高升阻比外形設(shè)計與熱結(jié)構(gòu)承載能力之間矛盾將更加尖銳。這個矛盾的根源在于大氣層內(nèi)高超聲速飛行嚴(yán)酷的氣動熱環(huán)境與防熱層“薄”的需求之間的不可調(diào)和。如何化解這個矛盾，是高超聲速飛行器未來發(fā)展必須要面對的關(guān)鍵問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了克服現(xiàn)有技術(shù)中高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的不足，本發(fā)明提供一種基于激波控制的高超聲速飛行器降熱方法。本發(fā)明通過射流控制激波來消除或控制激波干擾的方式實現(xiàn)降熱，即在熱流最嚴(yán)峻的關(guān)鍵時段和關(guān)鍵區(qū)域，通過射流調(diào)節(jié)控制激波干擾區(qū)域位置或減弱激波干擾強(qiáng)度，降低關(guān)鍵時段、關(guān)鍵區(qū)域的熱流，實現(xiàn)熱防護(hù)系統(tǒng)和飛行器高升阻比的全面收益。

為實現(xiàn)上述技術(shù)目的，本發(fā)明的技術(shù)方案是，

一種基于激波控制的高超聲速飛行器降熱方法，通過噴注射流對高超聲速飛行器上需要降熱的區(qū)域中的激波進(jìn)行控制，在氣體射流的作用下，高超聲速飛行器流場中的激波位置、強(qiáng)度發(fā)生改變，進(jìn)而消除或者控制峰值熱流所在的激波干擾區(qū)域，達(dá)到降熱的目的。

高超聲速飛行器需要降熱的區(qū)域包括飛行器頭部以及側(cè)翼前緣等位置。本發(fā)明在靠近高超聲速飛行器頭部位置噴注射流，在氣體射流的作用下，高超聲速飛行器流場中的頭激波向上抬起一定角度直至不再與側(cè)翼前緣激波相交，避免高超聲速飛行器流場中的頭激波與側(cè)翼前緣激波相互干擾的發(fā)生，從而實現(xiàn)降熱。

本發(fā)明在側(cè)翼前緣點的前方且臨近側(cè)翼前緣點位置噴注射流，在氣體射流的作用下，削弱甚至消除側(cè)翼前緣激波，從而削弱頭激波與側(cè)翼前緣激波相互干擾強(qiáng)度，甚至消除頭激波與側(cè)翼前緣激波相互干擾，從而實現(xiàn)降熱。

本發(fā)明在靠近高超聲速飛行器頭部位置以及側(cè)翼前緣點的前方且臨近側(cè)翼前緣點位置噴注速度和流量隨時間周期性變化的脈沖射流，當(dāng)射流能量水平或頻率不足以削弱或避免頭激波與側(cè)翼前緣激波之間的相互干擾時，通過射流隨時間周期性變化的不穩(wěn)定擾動控制頭激波和側(cè)翼前緣激波產(chǎn)生持續(xù)往復(fù)擺動，使頭激波與側(cè)翼前緣激波相互干擾區(qū)域發(fā)生前后來回移動，避免局部區(qū)域長時間處于高熱流狀態(tài)，從而達(dá)到降熱的目的。

本發(fā)明中的激波控制方式采用射流主動流動控制技術(shù)，包括零質(zhì)量射流和非零質(zhì)量射流。

零質(zhì)量射流為等離子體合成射流。采用兩電極或三電極單個等離子體合成射流激勵器，或者采用兩電極或三電極多個等離子體并聯(lián)或/和串聯(lián)后合成射流激勵器陣列。射流激勵器或射流激勵器陣列通過在小腔體內(nèi)進(jìn)行氣體放電，利用受控流場內(nèi)自身的流體合成流場控制用的高速射流。首先基于氣體放電的焦耳加熱作用，快速加熱膨脹受限腔體內(nèi)的氣體，形成高速射流，然后由于射流噴出及腔體冷卻使得腔體內(nèi)溫度和壓力下降，外部氣體重新充填腔體，為下一個循環(huán)做準(zhǔn)備。

非零質(zhì)量射流是采用外帶高壓氣源進(jìn)行噴氣的方式產(chǎn)生射流，通過閥門控制高壓氣源出口管路的開閉，可以產(chǎn)生定常射流，也可以管路上安裝快響應(yīng)電磁閥、壓電微閥、高速回轉(zhuǎn)閥、開孔的旋轉(zhuǎn)板控制射流從而產(chǎn)生噴注速度和流量隨時間周期性變化的脈沖射流。

上述基于激波控制的高超聲速飛行器降熱方法，適用飛行器為高超聲速飛行器，包括高超聲速巡航導(dǎo)彈、高超聲速滑翔飛行器、高超聲速飛機(jī)。

一種基于激波控制的高超聲速飛行器降熱裝置，在高超聲速飛行器上安裝能夠產(chǎn)生射流的激波控制裝置對高超聲速飛行器上需要降熱的區(qū)域中的激波進(jìn)行控制。

本發(fā)明所述激波控制器為外帶高壓氣源噴氣裝置。外帶高壓氣源噴氣裝置包括高壓氣源、輸氣管路和閥門，所述高壓氣源為儲存有高壓氣體的儲氣容器。在飛行器需要進(jìn)行流場控制時開啟閥門，高壓氣源儲存的氣體隨輸氣管路噴出，形成控制射流。所述閥門的形式可以有多種選擇，如電磁閥、壓電微閥、高速回轉(zhuǎn)閥、開孔的旋轉(zhuǎn)板。通過安裝快響應(yīng)電磁閥、壓電微閥、高速回轉(zhuǎn)閥、開孔的旋轉(zhuǎn)板控制射流從而產(chǎn)生噴注速度和流量隨時間周期性變化的脈沖射流。

本發(fā)明中的所述激波控制器為兩電極或三電極單個等離子體合成射流激勵器?；蛘?，所述激波控制器為兩電極或三電極多個等離子體并聯(lián)或/和串聯(lián)后合成射流激勵器陣列。兩電極等離子體合成射流激勵器，由直流電源、放電電容、激勵器正極、激勵器負(fù)極、激勵器腔體和激勵器出口組成，工作時直流電源為放電電容充電，達(dá)到擊穿電壓后在激勵器腔體內(nèi)產(chǎn)生放電，使得激勵器腔體內(nèi)氣體膨脹并高速噴出，隨后由于射流噴出及激勵器腔體冷卻使得激勵器腔體內(nèi)溫度和壓力下降，外部氣體重新充填激勵器腔體，為下一個循環(huán)做準(zhǔn)備。三電極等離子體合成射流激勵器，由直流電源、高壓脈沖電源、放電電容、激勵器正極、激勵器負(fù)極、激勵器點火電極、激勵器腔體和激勵器出口組成，工作時直流電源為放電電容充電，高壓脈沖電源在激勵器腔體內(nèi)火花放電產(chǎn)生等離子體，使得激勵器正負(fù)極之間擊穿電壓降低，從而觸發(fā)放電電容放電，使得激勵器腔體內(nèi)氣體膨脹并高速噴出，隨后由于射流噴出及激勵器腔體冷卻使得激勵器腔體內(nèi)溫度和壓力下降，外部氣體重新充填激勵器腔體，為下一個循環(huán)做準(zhǔn)備。

本發(fā)明所述激波控制裝置安裝在高超聲速飛行器頭部。所述激波控制裝置安裝在高超聲速飛行器側(cè)翼前緣附近，具體地為側(cè)翼前緣點的前方且臨近側(cè)翼前緣點位置。

本發(fā)明采用高壓氣源噴氣裝置或等離子體合成射流裝置，對高超聲速飛行器流場中的激波進(jìn)行控制，使得高超飛行器前緣頭激波抬起、側(cè)翼前緣激波消除或產(chǎn)生往復(fù)擺動，從而消除或控制激波干擾區(qū)域，降低關(guān)鍵時段、關(guān)鍵區(qū)域的熱流，實現(xiàn)飛行器的熱防護(hù)。其進(jìn)步效果在于：

(1)較以往高超聲速飛行器熱防護(hù)方法具有本質(zhì)性的變革，其主要防熱思想是通過外流場控制的方式防止或控制高熱流產(chǎn)生的“因”，即避免激波干擾的發(fā)生或控制激波干擾的強(qiáng)度，從源頭上根本減弱熱流的生成，從而實現(xiàn)降熱防熱；傳統(tǒng)防熱方式則是針對高熱流的“果”進(jìn)行防護(hù)，主要是吸熱防熱。

(2)是一種主動式熱防護(hù)控制技術(shù)，采用閉環(huán)控制的方式可以僅在飛行器需要時開啟，控制靈活，在非工作狀態(tài)下無附加損失。

(3)等離子合成射流激勵器具有體積小、重量輕、能量效率高、射流動量大、工作頻帶寬，無氣源、管路供應(yīng)系統(tǒng)及機(jī)械活動部件等諸多優(yōu)點，并且響應(yīng)迅速、易于電參數(shù)控制，對于嚴(yán)格要求輕小型化、快響應(yīng)控制的高超聲速飛行器十分適用。

附圖說明

圖1是本發(fā)明應(yīng)用于高超聲速飛行器熱防護(hù)的典型實施例，其中：

圖1(a)是無控制下的高超聲速飛行器激波干擾流場；

圖1(b)是通過施加控制將頭激波抬起的高超聲速飛行器流場；

圖1(c)是通過施加控制將側(cè)翼前緣激波消除的高超聲速飛行器流場；

圖1(d)是通過施加控制使頭激波、側(cè)翼前緣激波往復(fù)擺動的高超聲速飛行器流場；

圖2是外帶高壓氣源噴氣裝置結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3是兩電極等離子體合成射流單個激勵器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖；

圖4是三電極等離子體合成射流單個激勵器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖；

圖5是本發(fā)明實施例中三電極等離子體合成射流激勵器進(jìn)行激波控制的實驗陰影圖像，其中：

圖5(a)是無控制下的流場；

圖5(b)是射流產(chǎn)生約120μs后施加控制下的流場；

圖中：

1、超高聲速飛行器；101、飛行器頭部；102、飛行器側(cè)翼；2、頭激波；3、側(cè)翼前緣激波；4、射流；5、激波干擾區(qū)域；6、被射流擾動后的頭激波；7、被射流擾動后的側(cè)翼前緣激波；8、頭激波在射流擾動下往復(fù)擺動；9、激波干擾區(qū)往復(fù)移動；10、側(cè)翼前緣激波在擾動下往復(fù)擺動；11、高壓氣源；12、輸氣管路；13、閥門；14、直流電源；15、放電電容；16、激勵器正極；17、激勵器負(fù)極；18、激勵器出口；19、激勵器腔體；20、高壓脈沖電源21、激勵器點火電極。

具體實施方式

為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明實施方式作進(jìn)一步地詳細(xì)描述。

一種基于激波控制的高超聲速飛行器降熱方法，通過噴注射流4對高超聲速飛行器1上需要降熱的區(qū)域中的激波進(jìn)行控制，在氣體射流的作用下，高超聲速飛行器流場中的激波位置、強(qiáng)度發(fā)生改變，進(jìn)而消除或者控制峰值熱流所在的激波干擾區(qū)域，達(dá)到降熱的目的。

圖1(a)所示，在無控制狀態(tài)下，頭激波2與側(cè)翼前緣激波3(翼激波)相互干擾形成激波干擾區(qū)域5，側(cè)翼局部區(qū)域熱環(huán)境最為嚴(yán)酷，激波干擾區(qū)域5熱流大大高于非干擾區(qū)域熱流，此局部區(qū)域防熱壓力極大。

如圖1(b)所示，靠近高超聲速飛行器頭部101位置噴注射流4，在氣體射流的作用下，高超聲速飛行器流場中的頭激波2向上抬起一定角度直至不再與側(cè)翼前緣激波相交，形成被射流擾動后的頭激波6，避免高超聲速飛行器流場中的頭激波與側(cè)翼前緣激波相互干擾的發(fā)生，從而實現(xiàn)降熱。

如圖1(c)所示，在側(cè)翼前緣點的前方且臨近側(cè)翼前緣點位置噴注射流，在氣體射流的作用下，削弱甚至消除側(cè)翼前緣激波3，從而削弱頭激波2與側(cè)翼前緣激波3相互干擾強(qiáng)度，甚至消除頭激波2與側(cè)翼前緣激波3(翼激波)相互干擾，從而實現(xiàn)降熱。圖中7為被射流擾動后的側(cè)翼前緣激波。

如圖1(d)所示，在靠近高超聲速飛行器頭部位置以及側(cè)翼前緣點的前方且臨近側(cè)翼前緣點位置噴注速度和流量隨時間周期性變化的脈沖射流，當(dāng)射流能量水平或頻率不足以削弱或避免頭激波與側(cè)翼前緣激波之間的相互干擾時，通過射流隨時間周期性變化的不穩(wěn)定擾動控制頭激波和側(cè)翼前緣激波產(chǎn)生非定常擺動，使頭激波與側(cè)翼前緣激波相互干擾區(qū)域發(fā)生前后來回移動，避免局部區(qū)域長時間處于高熱流狀態(tài)，從而達(dá)到降熱的目的。圖中8表示頭激波在射流擾動下往復(fù)擺動；9表示激波干擾區(qū)往復(fù)移動；10表示側(cè)翼前緣激波在擾動下往復(fù)擺動。

一種基于激波控制的高超聲速飛行器降熱裝置，在高超聲速飛行器1上安裝能夠產(chǎn)生射流的激波控制裝置對高超聲速飛行器上需要降熱的區(qū)域中的激波進(jìn)行控制。激波控制裝置安裝在高超聲速飛行器頭部101以及飛行器側(cè)翼102前緣附近。具體地為靠近高超聲速飛行器頭部頂端的位置以及側(cè)翼前緣點的前方且臨近側(cè)翼前緣點位置。圖2、3和4為幾種形式的激波控制裝置的結(jié)構(gòu)示意圖。圖2所示為用于高超聲速飛行器流場控制的外帶高壓氣源噴氣裝置結(jié)構(gòu)示意圖，由高壓氣源11、輸氣管路12、閥門13組成，在飛行器需要進(jìn)行流場控制時開啟閥門，高壓氣源儲存的氣體隨輸氣管路噴出，形成控制射流。通過安裝閥門如快響應(yīng)電磁閥、壓電微閥、高速回轉(zhuǎn)閥或開孔的旋轉(zhuǎn)板控制射流從而產(chǎn)生噴注速度和流量隨時間周期性變化的脈沖射流。

圖3所示為用于高超聲速飛行器流場控制的兩電極等離子體合成射流激勵器的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖，由直流電源14、放電電容15、激勵器正極16、激勵器負(fù)極17、激勵器腔體19、激勵器出口18組成，工作時直流電源為放電電容充電，達(dá)到擊穿電壓后在激勵器腔體內(nèi)產(chǎn)生放電，使得腔體內(nèi)氣體膨脹并高速噴出，隨后由于射流噴出及腔體冷卻使得腔體內(nèi)溫度和壓力下降，外部氣體重新充填腔體，為下一個循環(huán)做準(zhǔn)備。

圖4所示為用于高超聲速飛行器流場控制的三電極等離子體合成射流激勵器系統(tǒng)結(jié)構(gòu)示意圖，由直流電源14、高壓脈沖電源20、放電電容15、激勵器正極16、激勵器負(fù)極17、激勵器點火電極21、激勵器腔體19、激勵器出口18組成，工作時直流電源為放電電容充電，高壓脈沖電源在激勵器腔體內(nèi)火花放電產(chǎn)生等離子體，使得激勵器正負(fù)極之間擊穿電壓降低，從而觸發(fā)放電電容放電，使得腔體內(nèi)氣體膨脹并高速噴出，隨后由于射流噴出及腔體冷卻使得腔體內(nèi)溫度和壓力下降，外部氣體重新充填腔體，為下一個循環(huán)做準(zhǔn)備。

圖5所示為三電極等離子體合成射流激勵器進(jìn)行激波控制的實驗陰影圖像，實驗時使用了單個激勵器，腔體體積約450mm3，放電能量約為3J，激勵器位于斜劈上游25mm處。如圖5(a)所示，在無控制狀態(tài)下，斜劈在流場中產(chǎn)生一道較強(qiáng)的斜激波；如圖5(b)所示，等離子體合成射流產(chǎn)生約120μs后，在射流控制作用下，斜劈產(chǎn)生的斜激波強(qiáng)度明顯減弱，激波近壁面部分被消除。

以上包含了本發(fā)明優(yōu)選實施例的說明，這是為了詳細(xì)說明本發(fā)明的技術(shù)特征，并不是想要將發(fā)明內(nèi)容限制在實施例所描述的具體形式中，依據(jù)本發(fā)明內(nèi)容主旨進(jìn)行的其他修改和變型也受本專利保護(hù)。本發(fā)明內(nèi)容的主旨是由權(quán)利要求書所界定，而非由實施例的具體描述所界定。