【技术实现步骤摘要】
本申请涉及飞行器设计和优化，特别涉及一种飞行器头部的喷流激波锥减阻器及设计方法。
技术介绍
1、近年来，随着航空航天技术的发展，各种超声速/高超声速飞行器被广泛应用于军用和民用领域。然而，随着飞行马赫数的增加，激波强度增加，如何对飞行器进行减阻和降热是整个飞行器设计过程中需要面临的最大技术难题之一。
2、通常情况下，为了满足飞行器在超声速/高超声速飞行中的热防护需求，头部一般采取大钝头器。但是，在飞行过程中产生的头部激波会在波后形成一段高温、高压区域，对飞行器头部带来巨大的减阻降热挑战。
3、目前，针对飞行器头部的减阻降热问题，国内外研究者提出多种方案，主要有迎风空腔、激波针、喷流等以及它们的组合。其中，激波针由于其结构简单、减阻降热效果显著等优点，得到广泛的应用，如美国的“三叉戟”导弹。
4、但是，激波针结构也会带来其他问题，如激波针尖端需要承受更高的温度环境，对于材料的性能要求极高，同时使用寿命也很短，且激波针诱导的斜激波可能对飞行器头部造成局部热烧蚀。
技术实现思路<
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【技术保护点】
1.一种飞行器头部的喷流激波锥减阻器设计方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器头部的喷流激波锥减阻器的设计方法，其特征在于，在步骤a，分析无激波锥减阻器情况下，飞行器在给定工况下的流场结构和壁面物理量，包括：分析无激波锥减阻器情况下，飞行器在稀薄环境下以高马赫数飞行时的流场结构，包括飞行器上壁面所受气动力和气动热情况，流场结构包括前缘激波信息及飞行器壁面参数，前缘激波信息包括前缘激波的强度、位置；飞行器壁面参数包括飞行器头肩部近壁面的温度、阻力及热流信息，为后续激波锥结构的减阻降热效果计算提供参数。
3.根据权利要求1...
【技术特征摘要】
1.一种飞行器头部的喷流激波锥减阻器设计方法，其特征在于，所述方法包括：
2.根据权利要求1所述的飞行器头部的喷流激波锥减阻器的设计方法，其特征在于，在步骤a，分析无激波锥减阻器情况下，飞行器在给定工况下的流场结构和壁面物理量，包括：分析无激波锥减阻器情况下，飞行器在稀薄环境下以高马赫数飞行时的流场结构，包括飞行器上壁面所受气动力和气动热情况，流场结构包括前缘激波信息及飞行器壁面参数，前缘激波信息包括前缘激波的强度、位置；飞行器壁面参数包括飞行器头肩部近壁面的温度、阻力及热流信息，为后续激波锥结构的减阻降热效果计算提供参数。
3.根据权利要求1所述的飞行器头部的喷流激波锥减阻器的设计方法，其特征在于，在步骤b，根据流场结构信息，设计喷流激波锥的结构参数并进行流场计算，包括：
4.根据权利要求1所述的飞行器头部的喷流激波锥减阻器的设计方法，其...
【专利技术属性】
技术研发人员：王学德，高椿宇，张壮，李子玮，
申请(专利权)人：南京理工大学，
类型：发明
国别省市：
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