基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法
【專利摘要】基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法，涉及飛行器減阻方法。在多孔介質(zhì)材料坯板上等間距制作出圓柱形盲孔陣列，得到多孔介質(zhì)材料板；多孔介質(zhì)材料板開孔率為15％～30％，多孔介質(zhì)材料板的厚度H為400～600μm，圓柱形盲孔陣列的相鄰孔間距為80～120μm，圓柱形盲孔的深度d為250～350μm，圓柱形盲孔的直徑φ為50～90μm；將高超聲速飛行器的機身表面上的大面積較平滑過渡區(qū)域作為多孔介質(zhì)材料板的安裝點；通過安裝鉚釘?shù)乳g距鉚在多孔介質(zhì)材料板的邊緣與高超聲速飛行器的機身固連。十分簡單、應(yīng)用造價低，可顯著減少高超聲速飛行器的所增加的飛行重量，從而提高飛行器的巡航距離和機動性。
【專利說明】基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛行器減阻方法，尤其是涉及一種基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法。

【背景技術(shù)】
[0002]臨近空間高超聲速飛行器是21世紀(jì)航空航天技術(shù)的制高點，由于其對國際戰(zhàn)略格局、軍事力量對比、綜合國力提升等有著重要的影響，所以臨近空間高超聲速飛行器已經(jīng)成為國際競相爭奪空間技術(shù)的焦點之一。
[0003]高超聲速飛行器飛行時產(chǎn)生的巨大阻力是研制和發(fā)展高超聲速飛行器過程中必須優(yōu)先考慮和解決的一個重要因素。巨大的阻力不僅意味著飛行器要攜帶更多的燃料來克服阻力影響，而且也導(dǎo)致了自身有效載荷的減少。從流體力學(xué)的角度，高超聲速飛行器飛行時受到的阻力可以分為激波阻力和摩擦阻力兩種。當(dāng)飛行器在高超聲速狀態(tài)下飛行時，摩擦阻力在總阻力中占有很重要的一部分，預(yù)計占總阻力的30%?50%，所以減小摩擦阻力是高超聲速飛行器設(shè)計研究中重要的考慮因素之一。通常流動狀態(tài)可以分為層流、湍流和轉(zhuǎn)捩三種形態(tài)。其中轉(zhuǎn)捩是層流向湍流轉(zhuǎn)變的過渡階段。相對于湍流流動，層流流動具有較低的摩擦阻力，因此，推遲高超聲速飛行器表面氣流轉(zhuǎn)捩的發(fā)生，就可以實現(xiàn)高超聲速飛行器的減阻。
[0004]Norman D.Malmuth 和 Alexander V.Fedorov 等人(N.Malmuth, A.Fedorov,V.Shalaevt et al.Problems in High Speed Flow Predict1n Relevant to Control.AIAAPaper 98-2695，1998)于1998年指出多孔材料具有吸收高頻擾動的作用，因此他們假定多孔材料能夠通過吸收高頻擾動使第二模態(tài)和更高階模態(tài)趨于穩(wěn)定。同時，他們采用無粘穩(wěn)定性理論對該假定開展了分析，結(jié)果表明多孔材料能夠使第二模態(tài)穩(wěn)定，推遲轉(zhuǎn)捩的發(fā)生。
[0005]Alexander V.Fedorov 和 Norman D.Malmuth 等人(Fedorov, A.V, Malmuth, N.D., Rasheed, A., Hornung H.G.: Stabilizat1n of hypersonic boundary layers byporouscoatings.AIAA Journal, Vol.39, N0.4, pp.605-610，2001)于 2001 年對帶有多孔介質(zhì)覆蓋層的平板高超聲速邊界層開展了穩(wěn)定性分析，覆蓋層上等間距分布微尺度圓柱盲孔。結(jié)果表明:多孔覆蓋層通過吸收擾動能量極大地抑制了第二模態(tài)的放大效果。Fedorov進一步指出，厚度約為層流邊界層排移厚度30 %的薄多孔介質(zhì)覆蓋層能夠有效抑制第二模態(tài)的增長是由于多孔材料上小孔的排布方式、小孔間距和小孔直徑的設(shè)置能夠避免小孔之間擾動的相互干擾，從而整體上抑制擾動能量的傳遞。
[0006]A.Rasheed 和 H.G.Hornung 等人(Adam Rasheed, Hans G.Hornung, AlexanderV.Fedorov et al.Experiments on Passive Hypervelocity Boundary Layer ControlUsing a Porous Surface.AIAA Paper2001-0274, 2001)于 2001 年對半錐角為 5.06° 帶有多孔覆蓋層的圓錐在加州理工大學(xué)T5高焓風(fēng)洞開展了轉(zhuǎn)捩實驗研究，多孔介質(zhì)覆蓋層與無多孔介質(zhì)覆蓋層各占圓錐表面一半。與無多孔介質(zhì)層覆蓋的實驗結(jié)果對比表明:多孔介質(zhì)覆蓋層能夠有效推遲轉(zhuǎn)捩的發(fā)生。但是，研究采用的多孔介質(zhì)層的厚度的孔徑大小，分布率和覆蓋層厚度均為Alexander V.Fedorov推薦值，他們的研究未嘗試采用尺度更大的小孔，小孔的排列方式也盡量避免孔與孔之間的相互擾動。因此，實驗雖然驗證了 AlexanderV.Fedorov等人關(guān)于多孔介質(zhì)層能夠有效推遲轉(zhuǎn)捩的結(jié)論，但是并未對多孔介質(zhì)層導(dǎo)致轉(zhuǎn)捩推后的流動機理進行參數(shù)化分析。
[0007]德國航空航天中心(DLR)的V1la Wartemann 等人(V1la ffartemann, HeinrichLudeke et al.Stability analysis of hypersonic boundary layer flow overmicroporous surfaces.AIAA Paer2009_7202)對馬赫6來流條件下覆蓋多孔介質(zhì)的7°半錐角圓錐開展了大量的高焓風(fēng)洞實驗及LST和DNS數(shù)值研究，結(jié)果都有效證明了多孔介質(zhì)覆蓋層對抑制第二模態(tài)的增長及推遲高超聲速邊界層轉(zhuǎn)捩的作用。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0008]本發(fā)明的目的旨在針對現(xiàn)有高超聲速飛行器減少摩阻的方法所存在的不足，提供一種將多孔介質(zhì)材料運用于高超聲速飛行器機身的基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法。
[0009]基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法，包括以下步驟:
[0010]I)制作多孔介質(zhì)材料板
[0011]在多孔介質(zhì)材料坯板上等間距制作出圓柱形盲孔陣列，得到多孔介質(zhì)材料板；多孔介質(zhì)材料板開孔率為15%?30%,多孔介質(zhì)材料板的厚度H為400?600 μ m,圓柱形盲孔陣列的相鄰孔間距為80?120 μ m,圓柱形盲孔的深度d為250?350 μ m,圓柱形盲孔的直徑Φ為50?90 μ m ;
[0012]在步驟I)中，所述多孔介質(zhì)材料坯板可直接采購。
[0013]2)在高超聲速飛行器表面選定多孔介質(zhì)材料板的安裝點
[0014]將高超聲速飛行器的機身表面上的大面積較平滑過渡區(qū)域作為多孔介質(zhì)材料板的安裝點；
[0015]3)多孔介質(zhì)材料板的安裝
[0016]通過安裝鉚釘?shù)乳g距鉚在多孔介質(zhì)材料板的邊緣與高超聲速飛行器的機身固連。
[0017]與現(xiàn)有技術(shù)比較，本發(fā)明具有如下突出優(yōu)點:
[0018]本發(fā)明十分簡單、應(yīng)用造價低，與其它減阻方法比較可顯著減少高超聲速飛行器的所增加的飛行重量，從而提高飛行器的巡航距離和機動性。同時在不同的來流馬赫數(shù)下，該方法都能較好的抑制延緩高超邊界層層流向湍流的轉(zhuǎn)捩，保持機體表面邊界層層流狀態(tài)，從而更好地起到減阻和防熱的作用。第二模態(tài)(Mack模態(tài))是高超聲速氣流轉(zhuǎn)捩過程中的主導(dǎo)模態(tài)。多孔介質(zhì)表面存在的空隙會部分吸收消散擾動能量，對第二模態(tài)產(chǎn)生穩(wěn)定性影響，從而推遲延緩高超聲速氣流的轉(zhuǎn)捩，對高超聲速飛行器起到減阻的作用。為了讓多孔介質(zhì)材料起到推遲高超聲速氣流的轉(zhuǎn)捩而減阻的作用，多孔介質(zhì)材料各相關(guān)參數(shù)的選擇可根據(jù)飛行器的具體情況匹配，以達到最好的減阻效果。
[0019]由于采用多孔介質(zhì)材料延緩轉(zhuǎn)捩，保持邊界層流動層流狀態(tài)，從而降低高超聲速飛行器巡航時的阻力，減少機身外表面熱交換，提高高超聲速飛行器的巡航距離和機動性。基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法，以多孔介質(zhì)材料及其在外錐表面流動的應(yīng)用為基礎(chǔ)。設(shè)計過程中可預(yù)先在高超聲速飛行器的機體外表面選擇壓力梯度小，沒有激波附面層相互干擾的位置安裝多孔介質(zhì)材料，推遲延緩高超邊界層層流向湍流的轉(zhuǎn)捩，起到減阻和熱防護的作用。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0020]圖1為本發(fā)明實施例所制作的多孔介質(zhì)材料板的結(jié)構(gòu)示意圖。
[0021]圖2為本發(fā)明實施例所制作的多孔介質(zhì)材料板在高超聲速飛行器(飛機類)的安裝位置俯視示意圖。
[0022]圖3為本發(fā)明實施例所制作的多孔介質(zhì)材料板在高超聲速飛行器(飛機類)的安裝位置正視示意圖。
[0023]圖4為本發(fā)明實施例所制作的多孔介質(zhì)材料板在高超聲速飛行器(飛機類)的安裝位置左視示意圖。
[0024]圖5為本發(fā)明實施例所制作的多孔介質(zhì)材料板在高超聲速飛行器(導(dǎo)彈類)的安裝位置示意圖。
[0025]圖1?5中，各標(biāo)記表示:
[0026]1.多孔介質(zhì)材料板；2.多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔；3.高超聲速飛行器(飛機類)；4.安裝鉚釘；5.高超聲速飛行器(導(dǎo)彈類)；S.多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔孔間距；H.多孔介質(zhì)材料板的厚度；d.多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔的深度；Φ.多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔的直徑。

【具體實施方式】
[0027]參見圖1?4，本實施例所述基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器(飛機類)減阻方法，步驟包括:
[0028]1、制作多孔介質(zhì)材料板
[0029]將多孔介質(zhì)材料坯板(可直接選購)進行加工，等間距制作出多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔2陣列，多孔介質(zhì)材料板開孔率為15%?30%，多孔介質(zhì)材料板的厚度H為400?600 μ m,多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔孔間距S為80?120 μ m,多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔的深度d為250?350 μ m,多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔的直徑Φ為50?90 μ m ;保證一個擾動波長內(nèi)約10?20個多孔介質(zhì)材料板表面圓柱形盲孔2 ；
[0030]2、在高超聲速飛行器(飛機類)表面選定多孔介質(zhì)材料板的安裝點
[0031]將高超聲速飛行器(飛機類)3的機身表面上的大面積較平滑過渡區(qū)域作為多孔介質(zhì)材料板I的安裝點；
[0032]3、多孔介質(zhì)材料板的安裝
[0033]通過安裝鉚釘4等間距鉚在多孔介質(zhì)材料板I的邊緣與選定的高超聲速飛行器(飛機類)3的機身表面位置固連。
[0034]參見圖5，圖5為本發(fā)明實施例所制作的多孔介質(zhì)材料板在高超聲速飛行器(導(dǎo)彈類)的安裝位置示意圖。圖5中，多孔介質(zhì)材料板I包裹在高超聲速飛行器(導(dǎo)彈類)5的彈身表面；標(biāo)記4為安裝鉚釘。
【權(quán)利要求】
1.基于多孔介質(zhì)的高超聲速飛行器減阻方法，包括以下步驟: 1)制作多孔介質(zhì)材料板 在多孔介質(zhì)材料坯板上等間距制作出圓柱形盲孔陣列，得到多孔介質(zhì)材料板；多孔介質(zhì)材料板開孔率為15%?30%，多孔介質(zhì)材料板的厚度H為400?600 μ m,圓柱形盲孔陣列的相鄰孔間距為80?120 μ m,圓柱形盲孔的深度d為250?350 μ m,圓柱形盲孔的直徑Φ 為 50 ?90 μ m ; 2)在高超聲速飛行器表面選定多孔介質(zhì)材料板的安裝點 將高超聲速飛行器的機身表面上的大面積較平滑過渡區(qū)域作為多孔介質(zhì)材料板的安裝點； 3)多孔介質(zhì)材料板的安裝 通過安裝鉚釘?shù)乳g距鉚在多孔介質(zhì)材料板的邊緣與高超聲速飛行器的機身固連。
【文檔編號】B64C21/02GK104149970SQ201410423856
【公開日】2014年11月19日 申請日期:2014年8月26日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月26日
【發(fā)明者】尤延鋮, 韓偉強, 李怡慶, 騰健, 潘成劍 申請人:廈門大學(xué)