專利名稱:一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是一種航天航空工程的高新技術(shù)，涉及到一種通過(guò)改變高超聲速飛行器頭部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，減小飛行器氣動(dòng)阻力，形成飛行器表面無(wú)燒蝕防熱的方法。
背景技術(shù)：
對(duì)于可重返大氣層的航天飛機(jī)和再入大氣層飛行器以及能在大氣層中飛行的高超聲速飛機(jī)、攔截導(dǎo)彈和機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈等一類高超聲速飛行器，在以高超聲速飛行過(guò)程中，由于頭部弓形激波的作用和摩擦阻力，其周圍的空氣被氣動(dòng)加熱，溫度迅速上升到數(shù)千甚至上萬(wàn)攝氏度，對(duì)飛行器的本身的材料和結(jié)構(gòu)都提出了極高的熱防護(hù)要求。目前較多采用的幾種被動(dòng)防熱結(jié)構(gòu)都不同程度增加了飛行器的重量，同時(shí)也使飛行器的表面氣動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，而這些熱防護(hù)系統(tǒng)某一局部結(jié)構(gòu)破損就有可能引起災(zāi)難性的后果。

發(fā)明內(nèi)容針對(duì)高超聲速飛行器存在的上述問(wèn)題，本發(fā)明的目的在于提供一種利用逆向脈沖爆炸，改變飛行器頭部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)的高超聲速飛行器防熱和減阻的方法。該方法不僅可以保護(hù)高超聲速飛行器頭部無(wú)燒蝕，而且可以大幅降低飛行器的激波阻力和摩擦阻力。
為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提出一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法。該方法在飛行器的前部設(shè)置一耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器，壓力容器內(nèi)裝入一定量的可燃液體物質(zhì)，并在飛行器的頭部設(shè)置一支桿。利用該支桿可以重整飛行器頭部流場(chǎng)，改變頭部弓形激波為錐形激波，降低由正激波加熱造成的飛行器周圍氣體升溫效應(yīng)。同時(shí)飛行過(guò)程中飛行器頭部氣動(dòng)加熱導(dǎo)致容器內(nèi)的液體受熱蒸發(fā)，相變過(guò)程吸收大量氣動(dòng)熱，提高了汽化后氣體的壓力。并且氣動(dòng)加熱量越大，汽化壓力越高。
根據(jù)熱傳導(dǎo)理論，飛行器頭部支桿頂端的氣動(dòng)環(huán)境更加復(fù)雜，氣動(dòng)加熱更為嚴(yán)峻。為了保護(hù)支桿頭部，引導(dǎo)液體蒸發(fā)后氣體由支桿頂端噴出，冷卻支桿頭部，維持支桿重整流場(chǎng)的功能。
進(jìn)一步地，所述壓力容器和所述支桿之間設(shè)置一個(gè)諧振腔，可以產(chǎn)生脈沖射流；所述液體汽化產(chǎn)生的可燃?xì)怏w由噴嘴脈沖噴出后，與來(lái)流高溫高壓的空氣混合并產(chǎn)生脈沖爆炸，爆炸波的膨脹降低了飛行器頭部繞流氣流的密度，從而降低了氣動(dòng)阻力和激波阻力。
所述支桿頂端為半球面形，其凹面朝向支桿。在支桿頂端還設(shè)置有封口，當(dāng)該封口受熱到達(dá)一定溫度或所述容器內(nèi)達(dá)到一定壓力時(shí)，可燃?xì)怏w物質(zhì)可由該封口噴出。耐高溫壓力容器為適于氣體流動(dòng)的半球狀或半橢球狀；所述可燃物質(zhì)為液體氫氣或者碳?xì)淙剂稀?br> 綜合來(lái)講，本發(fā)明在飛行器頭部設(shè)置一個(gè)耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器和一個(gè)支桿，并在該容器內(nèi)裝入一定量的可燃液體。當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)，飛行器頭部的氣動(dòng)加熱使得容器表面溫度迅速上升，內(nèi)部可燃液體汽化后由支桿頂端脈沖噴出，與來(lái)流高溫空氣混合并發(fā)生脈沖爆炸。由支桿和爆炸波的共同作用，飛行器頭部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)得到重整，由原先鈍頭體情形下的弓形激波變?yōu)殄F形激波，爆炸產(chǎn)生的稀疏波可以進(jìn)一步降低流場(chǎng)密度，減小飛行器的激波阻力和摩擦阻力。
圖1為本發(fā)明具體應(yīng)用示意圖；圖2為本發(fā)明的飛行器飛行時(shí)的狀態(tài)圖。
圖3為圖1中D的放大示意圖；具體實(shí)施方式
如圖1所示，本發(fā)明是在飛行器1的頭部設(shè)置一個(gè)耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器2，壓力容器2可以設(shè)計(jì)為適于氣體流動(dòng)的半球狀，也可以是半橢球狀等其它適當(dāng)?shù)男螤?，只要滿足氣體流動(dòng)性好就可以。在該壓力容器2內(nèi)裝入一定量的可燃液體物質(zhì)5，在飛行器1的頭部設(shè)置一個(gè)支桿3和支桿頂部擋板4，并在壓力容器2與支桿3之間設(shè)置諧振腔8。
在高超聲速飛行時(shí)，飛行器1周圍會(huì)形成頂部錐形激波9，如圖2所示。錐形激波9加熱后的氣體會(huì)對(duì)壓力容器2加熱，可燃液體物質(zhì)5吸收容器壁的熱量，產(chǎn)生汽化并提高了汽化氣體的壓力，汽化氣體由支桿3頂端噴出，并冷卻支桿頂端擋板4，維持支桿3重整流場(chǎng)的功能。由于受到諧振腔8的影響，支桿頂端產(chǎn)生脈沖射流，噴出可燃?xì)怏w10，并與錐形激波9后的高溫空氣混合而產(chǎn)生脈沖爆炸，進(jìn)一步調(diào)整流場(chǎng)中的錐形激波結(jié)構(gòu)。爆炸產(chǎn)生的稀疏波可以降低飛行器頭部流場(chǎng)的密度，進(jìn)一步減小飛行器的氣動(dòng)阻力。支桿頂端擋板4可以設(shè)計(jì)為半球面形，其凹面朝向噴嘴3，也可以設(shè)計(jì)為其它適于氣體流動(dòng)和換熱的形狀和大小。
為了保證耐熱壓力容器2中的可燃液體物質(zhì)5在使用前不會(huì)從支桿3中流出，發(fā)明在支桿3的端部設(shè)置封口7，如圖1所示。當(dāng)該封口7受熱到達(dá)一定溫度或容器2內(nèi)達(dá)到一定壓力時(shí)，汽化后的可燃液體可由該封口7噴出。封口7可以選擇低熔點(diǎn)金屬或非金屬材料，也可以是塑料膜等能夠在一定壓力下被蒸汽沖開(kāi)的材料制成。另外，可燃液體物質(zhì)5可以為液氫，也可以是其它適當(dāng)?shù)木哂惺軣嵴舭l(fā)性的碳?xì)淙剂稀?br> 另外，本發(fā)明也可以設(shè)計(jì)為其它類似結(jié)構(gòu)，例如將放置可燃液體物質(zhì)的容器設(shè)計(jì)為飛行器的外殼；或者容器2設(shè)計(jì)為夾層狀半球面形的蒸發(fā)器，支桿3與蒸發(fā)器的夾層相通，當(dāng)飛行器1處于飛行狀態(tài)時(shí)，通過(guò)泵將容器內(nèi)的液體供給蒸發(fā)器，當(dāng)達(dá)到一定溫度或壓力后，蒸汽就從噴嘴里噴出。
上述實(shí)施例只是用于對(duì)本發(fā)明的解釋，而不能作為對(duì)本發(fā)明的限制，因此凡是與本發(fā)明設(shè)計(jì)思路相同的實(shí)施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.發(fā)明提出一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，其特征是在飛行器的頭部設(shè)置一個(gè)耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器，在該壓力容器內(nèi)裝入一定量的可燃液體物質(zhì)，并在飛行器的頭部設(shè)置一個(gè)支桿，在所述支桿和壓力容器之間設(shè)置諧振腔。所述壓力容器受熱，內(nèi)部液體汽化，壓力和溫度上升，汽化后的可燃液體物質(zhì)由支桿頂端噴出冷卻支桿頂端擋板；受所述諧振腔的影響，所述支桿頂端形成所述汽化的可燃液體的脈沖射流，并與來(lái)流的高溫空氣混合產(chǎn)生脈沖爆炸，改變飛行器頭部流場(chǎng)中的激波結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生稀疏波降低飛行器頭部流場(chǎng)的密度，從而進(jìn)一步降低激波阻力和摩擦阻力。
2.根據(jù)權(quán)利要求
1所述的一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，其特征在于，在該支桿噴嘴的端部還設(shè)置有封口，當(dāng)該封口受熱到達(dá)一定溫度或所述容器內(nèi)達(dá)到一定壓力時(shí)，所述汽化后的可燃液體可由該封口噴出。
3.根據(jù)權(quán)利要求
1或2所述的一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，其特征在于，在所述支桿的頂端還設(shè)置有支桿頂端擋板，汽化后的可燃液體物質(zhì)能夠冷卻所述擋板，并與來(lái)流的高溫空氣混合產(chǎn)生脈沖爆炸。
4.根據(jù)權(quán)利要求
3所述的一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，其特征在于，所述支桿頂端擋板為半球面形，或者類似的適于流動(dòng)和換熱的形狀。
5.根據(jù)權(quán)利要求
4所述的一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，其特征在于，所述容器為適于氣體流動(dòng)的半球狀或半橢球狀。
6.根據(jù)權(quán)利要求
5所述的一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，其特征在于，所述可燃物質(zhì)為液氫或者碳?xì)淙剂稀?br>專利摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種高超聲速飛行器逆向脈沖爆炸防熱和減阻方法，該方法是在飛行器的頭部設(shè)置一個(gè)耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器，在壓力容器內(nèi)裝入一定量的可燃液體物質(zhì)，并在飛行器的頭部設(shè)置一個(gè)支桿，并在支桿頂端設(shè)置支桿頂端擋板，在支桿與壓力容器之間設(shè)置一個(gè)諧振腔。當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)，壓力容器吸收氣動(dòng)熱并傳遞給所述可燃液體物質(zhì)，當(dāng)壓力容器內(nèi)達(dá)到一定壓力或者溫度限度時(shí)，汽化后的可燃液體由支桿頂端的封口噴出，帶走壓力容器壁面熱量，并冷卻支桿頂端擋板，受到諧振腔的影響形成脈沖射流；汽化后的可燃液體與來(lái)流高溫空氣混合產(chǎn)生脈沖爆炸，降低了飛行器頭部流場(chǎng)的密度，達(dá)到了無(wú)燒蝕的防熱減阻目的。
文檔編號(hào)B64G1/22GK1994824SQ200610169684
公開(kāi)日2007年7月11日 申請(qǐng)日期2006年12月27日
發(fā)明者姜宗林, 韓桂來(lái), 劉云峰 申請(qǐng)人:中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所導(dǎo)出引文BiBTeX, EndNote, RefMan