一種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設計方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及高超聲速飛行器的減阻防熱方案設計，具體涉及高超聲速飛行器反向 噴流減阻防熱的實用設計方法，所針對的對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計方法
【背景技術】
[0002] 隨著航空航天技術的發(fā)展，更快的飛行速度、更遠的飛行距離、更高的飛行高度、 更大的飛行領域已經(jīng)成為航空航天科技工作者不斷追求的目標。高超聲速飛行器在飛行過 程中，會受到極大的阻力，而主要阻力來自波阻，如何有效地減小阻力一直以來是眾多研宄 學者所關注的問題。
[0003] 當高超聲速飛行器以極高速度進入大氣層時，減阻及熱防護對其來說尤為重要。 此類飛行器包括高超聲速導彈、再入飛行器和高超聲速飛機。當飛行器以高超聲速飛行時， 波阻將占總阻力的50%以上，同時隨著飛行馬赫數(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，最大熱流值通常出現(xiàn)在飛行器前端的駐點處，因此應該將研宄 重點放在前端駐點處的構型設計上。對于這類高超聲速飛行器而言，有效地減阻與防熱是 一項關鍵技術。
[0004] 近年來，研宄者已經(jīng)提出了諸如濃縮沿駐點線的能量沉積、鈍頭體頭部的可伸縮 頂針以及在駐點區(qū)域的反向噴流等技術來減阻和降低飛行器表面的熱流分布，并且，根據(jù) 方案是否可控來將其區(qū)分為主動與被動方案。其中在鈍頭體頂端安裝可伸縮頂針的方案屬 于被動減阻方案，此種方案用來降低激波強度。而沿駐點線的反向噴流和能量沉積方案屬 于主動控制方案。由于工程應用方面的技術難度提升，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)吸引越來越多的研宄學者開 展研宄，主要工作只是集中在圓形噴孔的反向噴流設計研宄。但其設計方案的減阻防熱效 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計方法，能夠很好地解決其不足，實現(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計，具體涉及高超聲速飛行器反向 噴流減阻防熱的實用設計方法，提出了等多角形噴孔的設計方法，具體如下：
[0007] -種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設計方法，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，確定多角形的角個數(shù)η ;
[0011] 當飛行器以高超聲速飛行時，波阻將占總阻力的50%以上，同時隨著飛行馬赫數(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。反向噴流能夠改變原有弓形 激波的流場，使弓形激波轉(zhuǎn)變成分離激波，從而實現(xiàn)減阻目的，阻力的減小，不僅能夠提高 飛行器的升阻比，而且相對情況下能夠提高推進效率，節(jié)省燃料。當n-c?，噴口形狀將變 成圓形，對三維流場的影響域減小。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)噴角個數(shù)，使噴流的影響域最大，進而減阻效果最好，最 優(yōu)噴角個數(shù)能夠通過窮舉法（逐個推算直到找出最優(yōu)噴角個數(shù)）或優(yōu)化方法（按照正交設 計表來安排試驗次數(shù)，然后根據(jù)試驗得到的結(jié)果進行多項式擬合，最后采用遺傳算法對多 項式在限定區(qū)間尋找最優(yōu)噴角個數(shù)）來確定。在此，在考慮結(jié)構設計難易、熱防護設計需求 基礎上，采用多學科設計優(yōu)化方法（考慮結(jié)構、熱防護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
【主權項】
1. 一種高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設計方法，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)噴角個數(shù)，使噴流的影響域最大，進而減阻效果最好，最優(yōu)噴角個數(shù)能夠通過窮舉法或優(yōu) 化方法來確定；在此，在考慮結(jié)構設計難易、熱防護設計需求基礎上，采用多學科設計優(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)角定點所在圓的半徑r成反比關系，R決定了等多角形所能觸及 的最遠值，r決定了內(nèi)拐角點所能容忍的最小值，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)相關關系式即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計方法，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計方法，其特征在 于，等多角形的角個數(shù)η不大于20。
4. 根據(jù)權利要求2或3所述的高超聲速飛行器減阻防熱反向噴流噴孔設計方法，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計方法，具體涉及高超聲速飛行器反向噴流減阻防熱的實用設計方法，提出了等多角形噴孔的設計方法。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數(shù)n；當?shù)榷噙呅螄娍椎耐饨訄A半徑R及多邊形內(nèi)拐角點所在圓的半徑與R的比值α確定，同時確定多邊形的數(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上，通過控制等多角形的擴張角數(shù)及內(nèi)轉(zhuǎn)角的位置來調(diào)整等多角形噴孔的形狀，以此方法來控制噴流對流場的影響區(qū)域，通過擴大噴孔對流場的影響區(qū)域來改善高超聲速飛行器的性能，實現(xiàn)最優(yōu)減阻與防熱特性，為飛行器設計提供技術支持。
【IPC分類】B64C23-00
【公開號】CN104527971
【申請?zhí)枴緾N201510018551
【發(fā)明人】黃偉, 王振國, 李世斌, 柳軍, 金亮, 顏力
【申請人】中國人民解放軍國防科學技術大學
【公開日】2015年4月22日
【申請日】2015年1月14日