本发明专利技术公开了一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法。首先，根据钝化半径R0，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；当等多边形喷孔的外接圆半径R及多边形内拐角点所在圆的半径与R的比值α确定，同时确定多边形的数量n，即可确定喷孔等多角形的喷孔形状。本发明专利技术在等喷孔面积的基础上，通过控制等多角形的扩张角数及内转角的位置来调整等多角形喷孔的形状，以此方法来控制喷流对流场的影响区域，通过扩大喷孔对流场的影响区域来改善高超声速飞行器的性能，实现最优减阻与防热特性，为飞行器设计提供技术支持。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及高超声速飞行器的减阻防热方案设计，具体涉及高超声速飞行器反向 喷流减阻防热的实用设计方法，所针对的对象为高超声速飞行器的钝头前体。种高超声速 飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法
技术介绍
随着航空航天技术的发展，更快的飞行速度、更远的飞行距离、更高的飞行高度、 更大的飞行领域已经成为航空航天科技工作者不断追求的目标。高超声速飞行器在飞行过 程中，会受到极大的阻力，而主要阻力来自波阻，如何有效地减小阻力一直以来是众多研宄 学者所关注的问题。 当高超声速飞行器以极高速度进入大气层时，减阻及热防护对其来说尤为重要。 此类飞行器包括高超声速导弹、再入飞行器和高超声速飞机。当飞行器以高超声速飞行时， 波阻将占总阻力的50%以上，同时随着飞行马赫数的增加，波阻将急剧增加，因此，减阻主 要集中在波阻的降低。同时，最大热流值通常出现在飞行器前端的驻点处，因此应该将研宄 重点放在前端驻点处的构型设计上。对于这类高超声速飞行器而言，有效地减阻与防热是 一项关键技术。 近年来，研宄者已经提出了诸如浓缩沿驻点线的能量沉积、钝头体头部的可伸缩 顶针以及在驻点区域的反向喷流等技术来减阻和降低飞行器表面的热流分布，并且，根据 方案是否可控来将其区分为主动与被动方案。其中在钝头体顶端安装可伸缩顶针的方案属 于被动减阻方案，此种方案用来降低激波强度。而沿驻点线的反向喷流和能量沉积方案属 于主动控制方案。由于工程应用方面的技术难度提升，能量沉积方案的研宄只是停留在方 案与理论研宄层面。而反向喷流作为减热防阻方案之一，已经吸引越来越多的研宄学者开 展研宄，主要工作只是集中在圆形喷孔的反向喷流设计研宄。但其设计方案的减阻防热效 果一般，并不能显著提高高超声速飞行器的减阻防热性能。
技术实现思路
为了改善圆形喷孔不能显著改善其减阻防热特性的缺陷，本专利技术提出了一种高超 声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，能够很好地解决其不足，实现其能高效减阻 防热的目的。 本专利技术涉及高超声速飞行器的减阻防热方案设计，具体涉及高超声速飞行器反向 喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法，具体如下： -种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其步骤如下： 首先，确定喷孔面积S ; 根据钝化半径R。，选择喷口面积S，喷口面积S满足：0. OlX π XRQ2〈S〈0. 25X π XR02; 其次，确定多角形的角个数η ; 当飞行器以高超声速飞行时，波阻将占总阻力的50%以上，同时随着飞行马赫数 的增加，波阻将急剧增加，因此，减阻主要集中在波阻的降低。反向喷流能够改变原有弓形 激波的流场，使弓形激波转变成分离激波，从而实现减阻目的，阻力的减小，不仅能够提高 飞行器的升阻比，而且相对情况下能够提高推进效率，节省燃料。当n-c?，喷口形状将变 成圆形，对三维流场的影响域减小。因此，在等喷口面积的前提下，随着η的增加，喷流的影 响域先增加后逐渐减小，存在最优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最 优喷角个数能够通过穷举法（逐个推算直到找出最优喷角个数）或优化方法（按照正交设 计表来安排试验次数，然后根据试验得到的结果进行多项式拟合，最后采用遗传算法对多 项式在限定区间寻找最优喷角个数）来确定。在此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求 基础上，采用多学科设计优化方法（考虑结构、热防护等限制因素的小范围优化，详见文章 Wang Z G, Huang ff, Yan L. Multidisciplinary design optimization approach and its application to aerospace engineering. Chin. Sci. Bull. , 2014, 59:5338-5353)，选择合 适的角数n，能够提高喷流的减阻性能。其中n必须满足：n>2且为整数，n不大于20。 第三步，确定R与r的值； 由等多角形喷孔面积公式【主权项】1. ，其特征在于其步骤如下： 首先，确定喷孔面积S ; 根据钝化半径R〇,选择喷口面积S ; 其次，确定等多角形的角个数η ; 在等喷口面积的前提下，随着η的增加，喷流的影响域先增加后逐渐减小，因此存在最 优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最优喷角个数能够通过穷举法或优 化方法来确定；在此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求基础上，采用多学科设计优化 方法，选择合适的角数η，能够提高喷流的减阻性能，其中η必须满足：η>2且为整数； 第三步，确定R与r的值； 由等多角形喷孔面积公式$ = 〃xrx/7xsin(-)可知，当喷口面积S和角数η确定后， η 喷孔外缘的位置R与内转角定点所在圆的半径r成反比关系，R决定了等多角形所能触及 的最远值，r决定了内拐角点所能容忍的最小值，但R必须小于Rtl，且0〈r〈R，建议R〈0. 5R ; 根据a = r/R关系可知，确定了 α即可确定R与r，α的取值区间为; 其中：R为等多角形喷孔方案的外接圆其半径，r为等多角形喷孔内折点所在圆的半 径，Θ为相邻两喷角的夹角，θ =2π/η，其中，η为喷孔的角数，a =r/R; 第四步，确定R与r值之后，生成等η角形的喷孔形状； 得到S、η及α后，根据相关关系式即a = r/R以及等多角形喷孔面积公式 $ = Axrxflxsin(I)求得R与r，在三维造型软件中确定喷口的具体形状，然后在钝头体前 缘生成反向喷流方案，最终得到等多角形的反向喷流方案外形。2. 根据权利要求1所述的高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在 于，喷口面积 S 满足：0· OlX π XRQ2〈S〈0. 25X π XR。2。3. 根据权利要求2所述的高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在 于，等多角形的角个数η不大于20。4. 根据权利要求2或3所述的高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特 征在于，三维造型软件有Solidworks、Catia或ProE。【专利摘要】本专利技术公开了，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法。首先，根据钝化半径R0，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；当等多边形喷孔的外接圆半径R及多边形内拐角点所在圆的半径与R的比值α确定，同时确定多边形的数量n，即可确定喷孔等多角形的喷孔形状。本专利技术在等喷孔面积的基础上，通过控制等多角形的扩张角数及内转角的位置来调整等多角形喷孔的形状，以此方法来控制喷流对流场的影响区域，通过扩大喷孔对流场的影响区域来改善高超声速飞行器的性能，实现最优减阻与防热特性，为飞行器设计提供技术支持。【IPC分类】B64C23-00【公开号】CN104527971【申请号】CN201510018551【专利技术人】黄伟, 王振国, 李世斌, 柳军, 金亮, 颜力 【申请人】中国人民解放军国防科学技术大学【公开日】2015年4月22日【申请日】2015年1月14日本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在于其步骤如下：首先，确定喷孔面积S；根据钝化半径R0，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；在等喷口面积的前提下，随着n的增加，喷流的影响域先增加后逐渐减小，因此存在最优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最优喷角个数能够通过穷举法或优化方法来确定；在此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求基础上，采用多学科设计优化方法，选择合适的角数n，能够提高喷流的减阻性能，其中n必须满足：n>2且为整数；第三步，确定R与r的值；由等多角形喷孔面积公式可知，当喷口面积S和角数n确定后，喷孔外缘的位置R与内转角定点所在圆的半径r成反比关系，R决定了等多角形所能触及的最远值，r决定了内拐角点所能容忍的最小值，但R必须小于R0，且0<r<R，建议R<0.5R；根据α＝r/R关系可知，确定了α即可确定R与r，α的取值区间为[0.2,0.8]；其中：R为等多角形喷孔方案的外接圆其半径，r为等多角形喷孔内折点所在圆的半径，θ为相邻两喷角的夹角，θ＝2π/n，其中，n为喷孔的角数，α＝r/R；第四步，确定R与r值之后，生成等n角形的喷孔形状；得到S、n及α后，根据相关关系式即α＝r/R以及等多角形喷孔面积公式求得R与r，在三维造型软件中确定喷口的具体形状，然后在钝头体前缘生成反向喷流方案，最终得到等多角形的反向喷流方案外形。...
【技术特征摘要】
【专利技术属性】
技术研发人员：黄伟，王振国，李世斌，柳军，金亮，颜力，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科学技术大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43
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