本發(fā)明涉及一種高速氣動熱防護(hù)領(lǐng)域、高速空氣動力學(xué)領(lǐng)域，特別是一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法。

背景技術(shù)：

飛行器尤其是鈍頭體飛行器在高速飛行過程中會在彈頭形成一道弓形附體激波，對來流產(chǎn)生強(qiáng)烈的壓縮作用，同時頭部與來流產(chǎn)生劇烈的摩擦，導(dǎo)致空氣溫度急劇升高，因此在飛行過程中彈頭經(jīng)歷高速、高壓、高溫的環(huán)境，對彈頭表面材料有很嚴(yán)重的燒蝕，破壞飛行器結(jié)構(gòu)或?qū)е嘛w行器內(nèi)部溫升，對飛行器的安全分析構(gòu)成威脅。

為防止飛行器頭部被燒毀，需要采用熱防護(hù)措施，目前已有的方法主要包括以下三個方面：第一在飛行器外部增加防\隔熱表層，防止結(jié)構(gòu)燒蝕破壞，隔絕外界熱量，但是該方法增加飛行器重量，降低飛行器的容量，且隔熱材料造價較高，無法二次利用；第二種方法是在飛行器頭部安裝激波針，將激波推離彈頭，同時在彈頭表面形成低壓區(qū)，降低表面溫度，但是飛行過程中激波附著在激波針前部，導(dǎo)致激波針容易被燒蝕損毀，降低熱防護(hù)效果，需要及時更換，否則還會存在飛行器頭部熱燒蝕的問題；第三種方法是在彈體頭部采用能量投放(如激波、微光)，將激波推離彈頭，但是該研究尚在進(jìn)行中，還不成熟。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的上述不足，提供一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，本發(fā)明利用在超聲速或飛行器內(nèi)壁面能夠感受到頭部溫度升高的部位安裝熱電偶，根據(jù)熱電偶測量得的溫度，調(diào)節(jié)閥門的開度，同時通過控制激波針噴出的氣體壓力，最終能夠改變來流在飛行器頭部的擾流情況，降低表面溫度，防止熱燒蝕，從而對飛行器頭部起到熱防護(hù)的作用。

本發(fā)明的上述目的是通過如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)的：

一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)裝置包括激波針、閥門、頭部溫度升高的部位、熱電偶、飛行器、儲氣罐和測量儀；自適應(yīng)熱防護(hù)方法包括如下步驟：

步驟(一)、將激波針、儲氣罐在地面組裝好后，安裝到飛行器的頭部，預(yù)設(shè)激波針的初始長度；

步驟(二)、確定頭部溫度升高的部位，安裝熱電偶；將熱電偶焊接到頭部溫度升高的部位的內(nèi)壁，對熱電偶進(jìn)行編號，并將熱電偶連接到測量儀上，根據(jù)測量儀測量得到溫度最高的位置；

步驟(三)、預(yù)設(shè)飛行器飛行中所需要的激波針噴出氣體的流量和壓力；待飛行器起飛后，按照預(yù)設(shè)的氣體的流量和壓力控制閥門開度，調(diào)節(jié)激波針噴出的氣體流量；保證飛行器自適應(yīng)調(diào)節(jié)表面溫度的過程中，熱電偶測的飛行器頭部壁面溫度低于要求溫度，必要的時候需要對儲氣罐的氣體進(jìn)行補(bǔ)充。

步驟(四)、飛行中根據(jù)測量儀的讀數(shù)實(shí)時判斷飛行器表面溫度，并及時調(diào)整激波針噴出氣體的流量和壓力，此過程不斷循環(huán)調(diào)節(jié)，直到降低表面溫度，防止表面熱燒蝕。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(一)中，所述飛行器頭部為圓弧狀，圓弧半徑為r，激波針的初始長度為r的1-3倍。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(二)中，根據(jù)弓形激波在彈體表面的再附位置來確定頭部溫度升高的部位，即弓形激波附體激波被激波針噴出的氣體推離彈頭后，再次附著在彈體的位置就是頭部溫度升高的部位。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(二)中，如頭部溫度升高的部位為環(huán)形，則相應(yīng)在環(huán)形位置一圈布置熱電偶；如頭部溫度升高的部位為數(shù)個集中區(qū)域，則相應(yīng)在對應(yīng)區(qū)域布置數(shù)個熱電偶。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(三)中，激波針預(yù)設(shè)的噴出氣體的流量和壓力，滿足激波針噴出氣體將附體弓形激波推離飛行器表面。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(三)中，所述要求溫度滿足飛行器頭部壁面材料不產(chǎn)生熱燒蝕。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(三)中，所述儲氣罐的氣體可根據(jù)實(shí)際使用情況進(jìn)行增加調(diào)整。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(四)中，飛行器頭部壁面溫度升高時激波針增大噴出氣體流量，反之減小。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：

(1)本發(fā)明能夠通過主動控制方法，在飛行過程中實(shí)時監(jiān)測飛行器表面溫度，自適應(yīng)調(diào)節(jié)飛行器表面溫度，防止飛行器表面熱燒蝕情況發(fā)生，噴流壓力和流量根據(jù)飛行實(shí)際熱環(huán)境進(jìn)行自適應(yīng)控制，有利于節(jié)約噴流質(zhì)量流量的消耗，減小對儲氣罐容積的要求；

(2)本發(fā)明采用激波針加高壓氣流的方式將弓形激波推離飛行器頭部，同時弓形波也遠(yuǎn)離激波針，解決單一采用激波針時激波針容易被燒毀的問題，降低飛行器表面熱燒蝕的風(fēng)險；

(3)本發(fā)明整套設(shè)備可以多次利用，且適用性較強(qiáng)，可安裝在任意飛行器上。

附圖說明

圖1為本發(fā)明飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述：

如圖1所示為飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)示意圖，由圖可知，一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)裝置包括激波針1、閥門2、頭部溫度升高的部位3、熱電偶4、飛行器5、儲氣罐6和測量儀7；自適應(yīng)熱防護(hù)方法包括如下步驟：

步驟(一)、將激波針1、儲氣罐6在地面組裝好后，安裝到飛行器5的頭部，預(yù)設(shè)激波針1的初始長度，飛行器5頭部為圓弧狀，圓弧半徑為r，激波針1的初始長度為r的1-3倍；

步驟(二)、確定頭部溫度升高的部位3，頭部溫度升高的部位3的確定方法為：根據(jù)弓形激波在彈體表面的再附位置來確定頭部溫度升高的部位3，即弓形激波附體激波被激波針噴出的氣體推離彈頭后，再次附著在彈體的位置就是頭部溫度升高的部位3，根據(jù)頭部溫度升高的部位3安裝熱電偶4，如頭部溫度升高的部位3為環(huán)形，則相應(yīng)在環(huán)形位置一圈布置熱電偶4；如頭部溫度升高的部位3為數(shù)個集中區(qū)域，則相應(yīng)在對應(yīng)區(qū)域布置數(shù)個熱電偶4；將熱電偶4焊接到頭部溫度升高的部位3的內(nèi)壁，熱電偶4的安裝位置既不能太靠近所述飛行器壁面，防止熱燒蝕將其損毀，也不能距離所述飛行器壁面太遠(yuǎn)，防止測量出現(xiàn)較大誤差，同時所述熱電偶在所述飛行器整個頭部的安裝位置根據(jù)實(shí)際飛行狀態(tài)布置，可布置一圈或數(shù)個，確保能夠測量到所有飛行狀態(tài)中最高溫度位置；對熱電偶4進(jìn)行編號，并將熱電偶4連接到測量儀7上，根據(jù)測量儀7測量得到溫度最高的位置；

步驟(三)、預(yù)設(shè)飛行器5飛行中所需要的激波針1噴出氣體的流量和壓力，激波針1預(yù)設(shè)的噴出氣體的流量和壓力，應(yīng)滿足激波針1噴出氣體將附體弓形激波推離飛行器5表面；待飛行器5起飛后，按照預(yù)設(shè)的氣體的流量和壓力控制閥門2開度，調(diào)節(jié)激波針1噴出的氣體流量；保證飛行器5自適應(yīng)調(diào)節(jié)表面溫度的過程中，熱電偶4測的飛行器5頭部壁面溫度低于要求溫度，要求溫度滿足飛行器5頭部壁面材料不產(chǎn)生熱燒蝕；必要的時候需要對儲氣罐6的氣體進(jìn)行補(bǔ)充，儲氣罐6的氣體可根據(jù)實(shí)際使用情況進(jìn)行增加調(diào)整。

步驟(四)、飛行中根據(jù)測量儀7的讀數(shù)實(shí)時判斷飛行器表面溫度，并及時調(diào)整激波針1噴出氣體的流量和壓力，飛行器5頭部壁面溫度升高時激波針1增大噴出氣體流量，反之減小，自適應(yīng)調(diào)節(jié)脫體激波與彈體頭部的距離，實(shí)現(xiàn)根據(jù)氣動加熱的程度進(jìn)行噴流自適應(yīng)控制；此過程不斷循環(huán)調(diào)節(jié)，直到降低表面溫度，防止表面熱燒蝕。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。