一種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器的減阻防熱方案設(shè)計(jì)，具體涉及高超聲速飛行器反向 噴流減阻防熱的實(shí)用設(shè)計(jì)方法，所針對(duì)的對(duì)象為高超聲速飛行器的鈍頭前體。種高超聲速 飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，更快的飛行速度、更遠(yuǎn)的飛行距離、更高的飛行高度、 更大的飛行領(lǐng)域已經(jīng)成為航空航天科技工作者不斷追求的目標(biāo)。高超聲速飛行器在飛行過(guò) 程中，會(huì)受到極大的阻力，而主要阻力來(lái)自波阻，如何有效地減小阻力一直以來(lái)是眾多研宄 學(xué)者所關(guān)注的問(wèn)題。
[0003] 當(dāng)高超聲速飛行器以極高速度進(jìn)入大氣層時(shí)，減阻及熱防護(hù)對(duì)其來(lái)說(shuō)尤為重要。 此類飛行器包括高超聲速導(dǎo)彈、再入飛行器和高超聲速飛機(jī)。當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)， 波阻將占總阻力的50%以上，同時(shí)隨著飛行馬赫數(shù)的增加，波阻將急劇增加，因此，減阻主 要集中在波阻的降低。同時(shí)，最大熱流值通常出現(xiàn)在飛行器前端的駐點(diǎn)處，因此應(yīng)該將研宄 重點(diǎn)放在前端駐點(diǎn)處的構(gòu)型設(shè)計(jì)上。對(duì)于這類高超聲速飛行器而言，有效地減阻與防熱是 一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。
[0004] 近年來(lái)，研宄者已經(jīng)提出了諸如濃縮沿駐點(diǎn)線的能量沉積、鈍頭體頭部的可伸縮 頂針以及在駐點(diǎn)區(qū)域的反向噴流等技術(shù)來(lái)減阻和降低飛行器表面的熱流分布，并且，根據(jù) 方案是否可控來(lái)將其區(qū)分為主動(dòng)與被動(dòng)方案。其中在鈍頭體頂端安裝可伸縮頂針的方案屬 于被動(dòng)減阻方案，此種方案用來(lái)降低激波強(qiáng)度。而沿駐點(diǎn)線的反向噴流和能量沉積方案屬 于主動(dòng)控制方案。由于工程應(yīng)用方面的技術(shù)難度提升，能量沉積方案的研宄只是停留在方 案與理論研宄層面。而反向噴流作為減熱防阻方案之一，已經(jīng)吸引越來(lái)越多的研宄學(xué)者開 展研宄，主要工作只是集中在圓形噴孔的反向噴流設(shè)計(jì)研宄。但其設(shè)計(jì)方案的減阻防熱效 果一般，并不能顯著提高高超聲速飛行器的減阻防熱性能。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了改善圓形噴孔不能顯著改善其減阻防熱特性的缺陷，本發(fā)明提出了一種高超 聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，能夠很好地解決其不足，實(shí)現(xiàn)其能高效減阻 防熱的目的。
[0006] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器的減阻防熱方案設(shè)計(jì)，具體涉及高超聲速飛行器反向 噴流減阻防熱的實(shí)用設(shè)計(jì)方法，提出了等多角形噴孔的設(shè)計(jì)方法，具體如下：
[0007] -種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，其步驟如下：
[0008] 首先，確定噴孔面積S ;
[0009] 根據(jù)鈍化半徑R。，選擇噴口面積S，噴口面積S滿足：0. OlX π XRQ2〈S〈0. 25X π XR02;
[0010] 其次，確定多角形的角個(gè)數(shù)η ;
[0011] 當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)，波阻將占總阻力的50%以上，同時(shí)隨著飛行馬赫數(shù) 的增加，波阻將急劇增加，因此，減阻主要集中在波阻的降低。反向噴流能夠改變?cè)泄?激波的流場(chǎng)，使弓形激波轉(zhuǎn)變成分離激波，從而實(shí)現(xiàn)減阻目的，阻力的減小，不僅能夠提高 飛行器的升阻比，而且相對(duì)情況下能夠提高推進(jìn)效率，節(jié)省燃料。當(dāng)n-c?，噴口形狀將變 成圓形，對(duì)三維流場(chǎng)的影響域減小。因此，在等噴口面積的前提下，隨著η的增加，噴流的影 響域先增加后逐漸減小，存在最優(yōu)噴角個(gè)數(shù)，使噴流的影響域最大，進(jìn)而減阻效果最好，最 優(yōu)噴角個(gè)數(shù)能夠通過(guò)窮舉法（逐個(gè)推算直到找出最優(yōu)噴角個(gè)數(shù)）或優(yōu)化方法（按照正交設(shè) 計(jì)表來(lái)安排試驗(yàn)次數(shù)，然后根據(jù)試驗(yàn)得到的結(jié)果進(jìn)行多項(xiàng)式擬合，最后采用遺傳算法對(duì)多 項(xiàng)式在限定區(qū)間尋找最優(yōu)噴角個(gè)數(shù)）來(lái)確定。在此，在考慮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難易、熱防護(hù)設(shè)計(jì)需求 基礎(chǔ)上，采用多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化方法（考慮結(jié)構(gòu)、熱防護(hù)等限制因素的小范圍優(yōu)化，詳見文章 Wang Z G, Huang ff, Yan L. Multidisciplinary design optimization approach and its application to aerospace engineering. Chin. Sci. Bull. , 2014, 59:5338-5353)，選擇合 適的角數(shù)n，能夠提高噴流的減阻性能。其中n必須滿足：n>2且為整數(shù)，n不大于20。
[0012] 第三步，確定R與r的值；
[0013] 由等多角形噴孔面積公式
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，其特征在于其步驟如下： 首先，確定噴孔面積S ; 根據(jù)鈍化半徑R〇,選擇噴口面積S ; 其次，確定等多角形的角個(gè)數(shù)η ; 在等噴口面積的前提下，隨著η的增加，噴流的影響域先增加后逐漸減小，因此存在最 優(yōu)噴角個(gè)數(shù)，使噴流的影響域最大，進(jìn)而減阻效果最好，最優(yōu)噴角個(gè)數(shù)能夠通過(guò)窮舉法或優(yōu) 化方法來(lái)確定；在此，在考慮結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)難易、熱防護(hù)設(shè)計(jì)需求基礎(chǔ)上，采用多學(xué)科設(shè)計(jì)優(yōu)化 方法，選擇合適的角數(shù)η，能夠提高噴流的減阻性能，其中η必須滿足：η>2且為整數(shù)； 第三步，確定R與r的值； 由等多角形噴孔面積公式$ = 〃xrx/7xsin(-)可知，當(dāng)噴口面積S和角數(shù)η確定后， η 噴孔外緣的位置R與內(nèi)轉(zhuǎn)角定點(diǎn)所在圓的半徑r成反比關(guān)系，R決定了等多角形所能觸及 的最遠(yuǎn)值，r決定了內(nèi)拐角點(diǎn)所能容忍的最小值，但R必須小于Rtl，且0〈r〈R，建議R〈0. 5R ; 根據(jù)a = r/R關(guān)系可知，確定了 α即可確定R與r，α的取值區(qū)間為[〇. 2, 0. 8]; 其中：R為等多角形噴孔方案的外接圓其半徑，r為等多角形噴孔內(nèi)折點(diǎn)所在圓的半 徑，Θ為相鄰兩噴角的夾角，θ =2π/η，其中，η為噴孔的角數(shù)，a =r/R; 第四步，確定R與r值之后，生成等η角形的噴孔形狀； 得到S、η及α后，根據(jù)相關(guān)關(guān)系式即a = r/R以及等多角形噴孔面積公式 $ = Axrxflxsin(I)求得R與r，在三維造型軟件中確定噴口的具體形狀，然后在鈍頭體前 緣生成反向噴流方案，最終得到等多角形的反向噴流方案外形。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，其特征在 于，噴口面積 S 滿足：0· OlX π XRQ2〈S〈0. 25X π XR。2。
3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，其特征在 于，等多角形的角個(gè)數(shù)η不大于20。
4. 根據(jù)權(quán)利要求2或3所述的高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，其特 征在于，三維造型軟件有Solidworks、Catia或ProE。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設(shè)計(jì)方法，具體涉及高超聲速飛行器反向噴流減阻防熱的實(shí)用設(shè)計(jì)方法，提出了等多角形噴孔的設(shè)計(jì)方法。首先，根據(jù)鈍化半徑R0，選擇噴口面積S；其次，確定等多角形的角個(gè)數(shù)n；當(dāng)?shù)榷噙呅螄娍椎耐饨訄A半徑R及多邊形內(nèi)拐角點(diǎn)所在圓的半徑與R的比值α確定，同時(shí)確定多邊形的數(shù)量n，即可確定噴孔等多角形的噴孔形狀。本發(fā)明在等噴孔面積的基礎(chǔ)上，通過(guò)控制等多角形的擴(kuò)張角數(shù)及內(nèi)轉(zhuǎn)角的位置來(lái)調(diào)整等多角形噴孔的形狀，以此方法來(lái)控制噴流對(duì)流場(chǎng)的影響區(qū)域，通過(guò)擴(kuò)大噴孔對(duì)流場(chǎng)的影響區(qū)域來(lái)改善高超聲速飛行器的性能，實(shí)現(xiàn)最優(yōu)減阻與防熱特性，為飛行器設(shè)計(jì)提供技術(shù)支持。
【IPC分類】B64C23-00
【公開號(hào)】CN104527971
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510018551
【發(fā)明人】黃偉, 王振國(guó), 李世斌, 柳軍, 金亮, 顏力
【申請(qǐng)人】中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
【公開日】2015年4月22日
【申請(qǐng)日】2015年1月14日