一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法制造方法及图纸

一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法，通过在飞行器表面设置有多个粗糙带实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻。在高速来流条件下，利用高速边界层靠近壁面附近(即马赫数≥3.5，距壁面≤0.3倍当地边界层名义厚度区域)的绕流特点，提出了层流区延迟转捩和湍流区降热减阻新原理；采用椭圆柱、类菱柱或矩形柱等可以产生稳定尾涡结构，且高度≤0.3倍当地边界层名义厚度的孤立粗糙元，实现层流区延迟转捩和湍流区降热减阻的功能。其能在飞行马赫数≥3.5，不改变飞行器外形、不施加额外能量和不增加附加设备的条件下，有效降低飞行器的能耗与热防护的压力，提升飞行器的续航能力和有效载荷。

Passive heat and drag reduction device and method for high speed flow boundary layer

A passive heat reduction and drag reduction device and method for high speed flow around the boundary layer are set up on the surface of the aircraft to achieve the passive heat reduction and drag reduction of the high-speed flow boundary layer of the aircraft. Under the condition of high speed flow, the new principle of delayed transition in laminar zone and reduction of heat and drag in turbulent zone is proposed by using the high-speed boundary layer near the wall near the wall (i.e., the Maher number is more than 3.5 and the wall thickness is less than 0.3 times the nominal thickness of the local boundary layer), and the stable tail vortex structure can be produced by the elliptical column, the diamond like column or the rectangular column. The isolated roughness element with a height of less than 0.3 times the nominal thickness of the local boundary layer can achieve the function of delay transition in laminar flow zone and heat reduction and drag reduction in turbulent region. It can effectively reduce the energy consumption and heat protection pressure of the aircraft and improve the endurance and payload of the aircraft under the condition of the flight Maher number of more than 3.5, without changing the shape of the aircraft, without adding extra energy and without adding additional equipment.

【技术实现步骤摘要】
一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法
本专利技术涉及一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置及方法，特别是一种用于来流马赫数不小于3.5的绕流边界层转捩区流态控制与充分发展湍流区抑制湍能输运的装置。
技术介绍
随着高速飞行器的发展，提出了降低飞行器的飞行阻力，提高抗由于气动加热引起表面材料破坏的能力，进而达到拓宽飞行范围和提高飞行安全的要求。一方面，为了增大高速飞行器的飞行距离，必须提高空气动力性能，进一步降低其飞行过程的能量损耗，提高飞行器的升阻比。另一方面，为了满足高速飞行器强突防、全球达到和多任务的要求，其必须具有高机动、大空域和宽速域飞行，以及装载较大任务载荷的能力，要求在现有的抗烧蚀材料基础上，以尽量轻的结构，抵抗在相对较大的高速范围内的长航时气动加热，以及在一定的动力约束下，达到尽可能远的航程。对于高超声速边界层，阻力的减小可以极大地提高升阻比和减少摩擦生热，而减少摩擦生热亦可以减小阻力和提高升阻比。因此，降热减阻技术是增加飞行器的巡航速度，降低热防护的成本，提高航速、航时和航程等飞行器性能的关键技术。当来流马赫数不大于5时，减阻是流动控制主要目的。P.R.Visw本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：在飞行器表面设置有多个粗糙带(1)，实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻。

【技术特征摘要】
1.一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：在飞行器表面设置有多个粗糙带(1)，实现飞行器的高速绕流边界层的被动式降热减阻。2.根据权利要求1所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述粗糙带(1)设置在飞行器表面的边界层转捩前沿区域内以及充分发展的湍流边界层区域内。3.根据权利要求2所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：设置在边界层转捩前沿区域内的粗糙带(1)，沿着转捩线分布。4.根据权利要求2所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：设置在充分发展的湍流边界层区域内的粗糙带(1)，在展向范围内，沿流向分布。5.根据权利要求2所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述粗糙带(1)由多个粗糙元(2)组成，多个粗糙元(2)沿垂直于流向的方向等间距排列。6.根据权利要求5所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：沿来流方向的相邻两个粗糙带(1)，按照顺排或者错排的方式排列。7.根据权利要求6所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述顺排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带(1)上的粗糙元(2)对齐排列。8.根据权利要求6所述的一种高速绕流边界层的被动式降热减阻装置，其特征在于：所述错排是指沿流场方向，相邻两个粗糙带(1)上的粗糙元(2)交叉排列。9.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：袁湘江，陈星，杨武兵，文帅，解少飞，潘俊杰，姚大鹏，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11