一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法与流程

本发明涉及流体力学流动控制领域、等离子体物理应用领域，是一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法，可以有效降低高超声速飞行器热结构设计的难度和热防护的厚度，提升高超声速飞行器整体性能。

背景技术：

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术领域新的制高点，是人类航空航天史上继发明飞机、突破音障飞行之后的第三个划时代里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。高超声速飞行器具有飞行距离远、机动能力强、突防概率高的特点，能获得确保进入空间、有效利用空间和控制空间的能力，能有效地遏制敌地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥，有效地攻击时间敏感目标，缩短作战时间，提高武器攻击的突然性和有效性。由于高超声速飞行器巨大的军事和经济效益，世界主要强国正在大力发展高超声速技术，并将研制高超声速飞行器作为国家战略目标。

未来高升阻比高超声速飞行器外形将向着“扁平化”的方向发展，如“乘波体”构型。面对这种“扁平化”“薄”外形发展趋势，“薄”成为了热结构所面临的最严峻考验。

首先，端头、翼前缘等关键部位热结构减薄能够有效降低飞行器波阻，进而提升飞行器升阻比；

其次，热结构减薄能够显著降低飞行器重量，进而降低高超声速巡航所需的升力条件。

然而，高超声速飞行器要在大气层内长时间飞行，与传统弹道式战略弹头的短时高热环境再入条件不同，高超声速飞行器的热环境以长时间、高焓、中/低热流为主要特征，热结构承受的总加热量更大，长时间耐高温/抗烧蚀性能要求更为苛刻，如果不采用新技术改善热环境而单方面采用极限设计方式不断减薄防热层，不但能够发掘的潜力有限，而且也将严重影响飞行安全性。例如，美国HTV-2高超声速飞行器连续飞行试验失败，与其冒进式的热防护系统极限设计理念不无关系，尤其是HTV-2第二次飞行试验失败后，美军官方也公开承认试验失败与飞行器热防护系统非正常烧蚀关系密切。

因此，高超声速飞行器航程要进一步提高，其高升阻比外形设计与热结构承载能力之间矛盾将更加尖锐。这个矛盾的根源在于大气层内高超声速飞行严酷的气动热环境与防热层“薄”的需求之间的不可调和。如何化解这个矛盾，是高超声速飞行器未来发展必须要面对的关键问题。

技术实现要素：

为了克服现有技术中高超声速飞行器热防护系统的不足，本发明提供一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法。本发明通过射流控制激波来消除或控制激波干扰的方式实现降热，即在热流最严峻的关键时段和关键区域，通过射流调节控制激波干扰区域位置或减弱激波干扰强度，降低关键时段、关键区域的热流，实现热防护系统和飞行器高升阻比的全面收益。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是，

一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法，通过喷注射流对高超声速飞行器上需要降热的区域中的激波进行控制，在气体射流的作用下，高超声速飞行器流场中的激波位置、强度发生改变，进而消除或者控制峰值热流所在的激波干扰区域，达到降热的目的。

高超声速飞行器需要降热的区域包括飞行器头部以及侧翼前缘等位置。本发明在靠近高超声速飞行器头部位置喷注射流，在气体射流的作用下，高超声速飞行器流场中的头激波向上抬起一定角度直至不再与侧翼前缘激波相交，避免高超声速飞行器流场中的头激波与侧翼前缘激波相互干扰的发生，从而实现降热。

本发明在侧翼前缘点的前方且临近侧翼前缘点位置喷注射流，在气体射流的作用下，削弱甚至消除侧翼前缘激波，从而削弱头激波与侧翼前缘激波相互干扰强度，甚至消除头激波与侧翼前缘激波相互干扰，从而实现降热。

本发明在靠近高超声速飞行器头部位置以及侧翼前缘点的前方且临近侧翼前缘点位置喷注速度和流量随时间周期性变化的脉冲射流，当射流能量水平或频率不足以削弱或避免头激波与侧翼前缘激波之间的相互干扰时，通过射流随时间周期性变化的不稳定扰动控制头激波和侧翼前缘激波产生持续往复摆动，使头激波与侧翼前缘激波相互干扰区域发生前后来回移动，避免局部区域长时间处于高热流状态，从而达到降热的目的。

本发明中的激波控制方式采用射流主动流动控制技术，包括零质量射流和非零质量射流。

零质量射流为等离子体合成射流。采用两电极或三电极单个等离子体合成射流激励器，或者采用两电极或三电极多个等离子体并联或/和串联后合成射流激励器阵列。射流激励器或射流激励器阵列通过在小腔体内进行气体放电，利用受控流场内自身的流体合成流场控制用的高速射流。首先基于气体放电的焦耳加热作用，快速加热膨胀受限腔体内的气体，形成高速射流，然后由于射流喷出及腔体冷却使得腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填腔体，为下一个循环做准备。

非零质量射流是采用外带高压气源进行喷气的方式产生射流，通过阀门控制高压气源出口管路的开闭，可以产生定常射流，也可以管路上安装快响应电磁阀、压电微阀、高速回转阀、开孔的旋转板控制射流从而产生喷注速度和流量随时间周期性变化的脉冲射流。

上述基于激波控制的高超声速飞行器降热方法，适用飞行器为高超声速飞行器，包括高超声速巡航导弹、高超声速滑翔飞行器、高超声速飞机。

一种基于激波控制的高超声速飞行器降热装置，在高超声速飞行器上安装能够产生射流的激波控制装置对高超声速飞行器上需要降热的区域中的激波进行控制。

本发明所述激波控制器为外带高压气源喷气装置。外带高压气源喷气装置包括高压气源、输气管路和阀门，所述高压气源为储存有高压气体的储气容器。在飞行器需要进行流场控制时开启阀门，高压气源储存的气体随输气管路喷出，形成控制射流。所述阀门的形式可以有多种选择，如电磁阀、压电微阀、高速回转阀、开孔的旋转板。通过安装快响应电磁阀、压电微阀、高速回转阀、开孔的旋转板控制射流从而产生喷注速度和流量随时间周期性变化的脉冲射流。

本发明中的所述激波控制器为两电极或三电极单个等离子体合成射流激励器。或者，所述激波控制器为两电极或三电极多个等离子体并联或/和串联后合成射流激励器阵列。两电极等离子体合成射流激励器，由直流电源、放电电容、激励器正极、激励器负极、激励器腔体和激励器出口组成，工作时直流电源为放电电容充电，达到击穿电压后在激励器腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体膨胀并高速喷出，随后由于射流喷出及激励器腔体冷却使得激励器腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填激励器腔体，为下一个循环做准备。三电极等离子体合成射流激励器，由直流电源、高压脉冲电源、放电电容、激励器正极、激励器负极、激励器点火电极、激励器腔体和激励器出口组成，工作时直流电源为放电电容充电，高压脉冲电源在激励器腔体内火花放电产生等离子体，使得激励器正负极之间击穿电压降低，从而触发放电电容放电，使得激励器腔体内气体膨胀并高速喷出，随后由于射流喷出及激励器腔体冷却使得激励器腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填激励器腔体，为下一个循环做准备。

本发明所述激波控制装置安装在高超声速飞行器头部。所述激波控制装置安装在高超声速飞行器侧翼前缘附近，具体地为侧翼前缘点的前方且临近侧翼前缘点位置。

本发明采用高压气源喷气装置或等离子体合成射流装置，对高超声速飞行器流场中的激波进行控制，使得高超飞行器前缘头激波抬起、侧翼前缘激波消除或产生往复摆动，从而消除或控制激波干扰区域，降低关键时段、关键区域的热流，实现飞行器的热防护。其进步效果在于：

(1)较以往高超声速飞行器热防护方法具有本质性的变革，其主要防热思想是通过外流场控制的方式防止或控制高热流产生的“因”，即避免激波干扰的发生或控制激波干扰的强度，从源头上根本减弱热流的生成，从而实现降热防热；传统防热方式则是针对高热流的“果”进行防护，主要是吸热防热。

(2)是一种主动式热防护控制技术，采用闭环控制的方式可以仅在飞行器需要时开启，控制灵活，在非工作状态下无附加损失。

(3)等离子合成射流激励器具有体积小、重量轻、能量效率高、射流动量大、工作频带宽，无气源、管路供应系统及机械活动部件等诸多优点，并且响应迅速、易于电参数控制，对于严格要求轻小型化、快响应控制的高超声速飞行器十分适用。

附图说明

图1是本发明应用于高超声速飞行器热防护的典型实施例，其中：

图1(a)是无控制下的高超声速飞行器激波干扰流场；

图1(b)是通过施加控制将头激波抬起的高超声速飞行器流场；

图1(c)是通过施加控制将侧翼前缘激波消除的高超声速飞行器流场；

图1(d)是通过施加控制使头激波、侧翼前缘激波往复摆动的高超声速飞行器流场；

图2是外带高压气源喷气装置结构示意图；

图3是两电极等离子体合成射流单个激励器系统结构示意图；

图4是三电极等离子体合成射流单个激励器系统结构示意图；

图5是本发明实施例中三电极等离子体合成射流激励器进行激波控制的实验阴影图像，其中：

图5(a)是无控制下的流场；

图5(b)是射流产生约120μs后施加控制下的流场；

图中：

1、超高声速飞行器；101、飞行器头部；102、飞行器侧翼；2、头激波；3、侧翼前缘激波；4、射流；5、激波干扰区域；6、被射流扰动后的头激波；7、被射流扰动后的侧翼前缘激波；8、头激波在射流扰动下往复摆动；9、激波干扰区往复移动；10、侧翼前缘激波在扰动下往复摆动；11、高压气源；12、输气管路；13、阀门；14、直流电源；15、放电电容；16、激励器正极；17、激励器负极；18、激励器出口；19、激励器腔体；20、高压脉冲电源21、激励器点火电极。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。

一种基于激波控制的高超声速飞行器降热方法，通过喷注射流4对高超声速飞行器1上需要降热的区域中的激波进行控制，在气体射流的作用下，高超声速飞行器流场中的激波位置、强度发生改变，进而消除或者控制峰值热流所在的激波干扰区域，达到降热的目的。

图1(a)所示，在无控制状态下，头激波2与侧翼前缘激波3(翼激波)相互干扰形成激波干扰区域5，侧翼局部区域热环境最为严酷，激波干扰区域5热流大大高于非干扰区域热流，此局部区域防热压力极大。

如图1(b)所示，靠近高超声速飞行器头部101位置喷注射流4，在气体射流的作用下，高超声速飞行器流场中的头激波2向上抬起一定角度直至不再与侧翼前缘激波相交，形成被射流扰动后的头激波6，避免高超声速飞行器流场中的头激波与侧翼前缘激波相互干扰的发生，从而实现降热。

如图1(c)所示，在侧翼前缘点的前方且临近侧翼前缘点位置喷注射流，在气体射流的作用下，削弱甚至消除侧翼前缘激波3，从而削弱头激波2与侧翼前缘激波3相互干扰强度，甚至消除头激波2与侧翼前缘激波3(翼激波)相互干扰，从而实现降热。图中7为被射流扰动后的侧翼前缘激波。

如图1(d)所示，在靠近高超声速飞行器头部位置以及侧翼前缘点的前方且临近侧翼前缘点位置喷注速度和流量随时间周期性变化的脉冲射流，当射流能量水平或频率不足以削弱或避免头激波与侧翼前缘激波之间的相互干扰时，通过射流随时间周期性变化的不稳定扰动控制头激波和侧翼前缘激波产生非定常摆动，使头激波与侧翼前缘激波相互干扰区域发生前后来回移动，避免局部区域长时间处于高热流状态，从而达到降热的目的。图中8表示头激波在射流扰动下往复摆动；9表示激波干扰区往复移动；10表示侧翼前缘激波在扰动下往复摆动。

一种基于激波控制的高超声速飞行器降热装置，在高超声速飞行器1上安装能够产生射流的激波控制装置对高超声速飞行器上需要降热的区域中的激波进行控制。激波控制装置安装在高超声速飞行器头部101以及飞行器侧翼102前缘附近。具体地为靠近高超声速飞行器头部顶端的位置以及侧翼前缘点的前方且临近侧翼前缘点位置。图2、3和4为几种形式的激波控制装置的结构示意图。图2所示为用于高超声速飞行器流场控制的外带高压气源喷气装置结构示意图，由高压气源11、输气管路12、阀门13组成，在飞行器需要进行流场控制时开启阀门，高压气源储存的气体随输气管路喷出，形成控制射流。通过安装阀门如快响应电磁阀、压电微阀、高速回转阀或开孔的旋转板控制射流从而产生喷注速度和流量随时间周期性变化的脉冲射流。

图3所示为用于高超声速飞行器流场控制的两电极等离子体合成射流激励器的系统结构示意图，由直流电源14、放电电容15、激励器正极16、激励器负极17、激励器腔体19、激励器出口18组成，工作时直流电源为放电电容充电，达到击穿电压后在激励器腔体内产生放电，使得腔体内气体膨胀并高速喷出，随后由于射流喷出及腔体冷却使得腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填腔体，为下一个循环做准备。

图4所示为用于高超声速飞行器流场控制的三电极等离子体合成射流激励器系统结构示意图，由直流电源14、高压脉冲电源20、放电电容15、激励器正极16、激励器负极17、激励器点火电极21、激励器腔体19、激励器出口18组成，工作时直流电源为放电电容充电，高压脉冲电源在激励器腔体内火花放电产生等离子体，使得激励器正负极之间击穿电压降低，从而触发放电电容放电，使得腔体内气体膨胀并高速喷出，随后由于射流喷出及腔体冷却使得腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填腔体，为下一个循环做准备。

图5所示为三电极等离子体合成射流激励器进行激波控制的实验阴影图像，实验时使用了单个激励器，腔体体积约450mm3，放电能量约为3J，激励器位于斜劈上游25mm处。如图5(a)所示，在无控制状态下，斜劈在流场中产生一道较强的斜激波；如图5(b)所示，等离子体合成射流产生约120μs后，在射流控制作用下，斜劈产生的斜激波强度明显减弱，激波近壁面部分被消除。

以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。