阅读说明：本技术 一种高超声速飞行器高效激波减阻系统 (High-efficiency shock wave resistance reduction system of hypersonic aircraft ) 是由 黄杰 高代阳 姚卫星 曹镜 于 2020-04-26 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种高超声速飞行器高效激波减阻系统,利用扰流管、反向喷流和环形喷流组合而成的系统实现对高超声速来流的压缩,减弱飞行器前方的激波强度,降低激波阻力。本发明的高超声速飞行器高效激波减阻系统能大幅降低飞行器的激波阻力,提高飞行器的飞行速度,减少飞行器所携带的燃料,推动高超声速技术的发展。此外,本发明还具有结构简单,易于制造、安装和更换的优点,且对高超声速飞行器具有通用性。(The invention discloses a high-efficiency shock wave resistance reduction system of a hypersonic aircraft, which is characterized in that a system formed by combining a turbulent flow pipe, a reverse jet flow and an annular jet flow is utilized to compress hypersonic incoming flow, the shock wave strength in front of the aircraft is weakened, and the shock wave resistance is reduced. The high-efficiency shock wave resistance reducing system of the hypersonic aircraft can greatly reduce the shock wave resistance of the aircraft, improve the flight speed of the aircraft, reduce fuel carried by the aircraft and promote the development of a hypersonic technology. In addition, the invention also has the advantages of simple structure, easy manufacture, installation and replacement and universality for the hypersonic flight vehicle.)

一种高超声速飞行器高效激波减阻系统

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种高超声速飞行器高效激波减阻系统。

背景技术

为降低驻点热流密度，高超声速飞行器通常设计为钝头体，这是其与超声速飞行器在外形上的最主要区别。高超声速飞行器的钝头设计导致其前方会形成很强的离体激波，产生巨大的激波阻力。激波阻力除增加了高超声速飞行器携带的燃料和发射费用外，还减少飞行器的航程或射程，降低了飞行器的飞行马赫数等，这严重影响到飞行器的性能。因此降低激波阻力已经成为高超声速飞行器设计的关键技术。

目前一些学者已经设计和发明出了一些降低高超声速飞行器激波阻力的系统，其中最典型的是飞行器头部安装的气动杆。气动杆系统在一定程度上可以降低飞行器的激波阻力，这已经得到了数值及试验的验证。但该系统存在两点巨大的设计缺陷：

1.气动杆的减阻效率有限，无法满足未来高超声速飞行器高效减阻的要求；

2.由于气动杆的直径很小，其前端驻点区域必然会承受极其严重的气动加热效应，造成气动杆温度过高，烧毁气动杆，导致系统无法正常工作。若要保证气动杆不被烧毁，必须降低高超声速飞行器的飞行速度，故该系统只能用于较低马赫数下的激波减阻，其应用马赫数范围有限。

因此有必要设计新型的高超声速飞行器激波减阻系统，其应具有很高的减阻效率，且在极高的飞行马赫数下也能安全可靠地工作。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对背景技术中所涉及到的缺陷，提供一种高超声速飞行器高效激波减阻系统，以解决传统减阻系统减阻效率低及应用马赫数范围有限的问题。

本发明为解决上述技术问题采用以下技术方案：

一种高超声速飞行器高效激波减阻系统，包括扰流管，所述扰流管为等截面空心细长圆管，其一端和所述高超声速飞行器头部固连、且扰流管的轴线和所述高超声速飞行器坐标系的纵轴重合，用于对高超声速来流进行压缩、减弱飞行器前方的激波强度，从而降低飞行器的激波阻力；

所述扰流管和高超声速飞行器头部相邻的一端接入从飞行器内部引出的气流，另一端设有反向喷流口，用于将接入的气流沿扰流管朝外均匀喷出，喷射方向平行于扰流管轴线，以冷却扰流管前端驻点区域，减弱高超声速来流条件下驻点区域的气动加热效应，实现扰流管的非烧蚀，保证高超声速飞行器高效激波减阻系统可安全可靠地工作。

作为本发明一种高超声速飞行器高效激波减阻系统进一步的优化方案，所述扰流管在设有反向喷流口一端的壁面上设有环状喷流口，喷射方向垂直于扰流管轴线朝外；

所述环状喷流口用于喷出环形喷流，和反向喷流联合以增强扰流管对高超声速来流的压缩效应、减弱飞行器前方的激波强度，进一步降低飞行器的激波阻力。

本发明采用以上技术方案与现有技术相比，具有以下技术效果：

1.反向喷流和环形喷流的联合作用可增强扰流管对高超声速来流的压缩效应，继续减弱飞行器前方的激波强度，进一步降低飞行器的激波阻力；

2.反向喷流可以冷却扰流管前端驻点区域，减弱高超声速来流条件下驻点区域的气动加热效应，实现扰流管的非烧蚀；

3.能解决传统高超声速飞行器减阻系统减阻效率低的问题；

4.能解决传统高超声速飞行器减阻系统应用马赫数范围有限的问题，本发明的减阻系统在任何马赫数下均能安全可靠地工作；

5.可根据需求调整扰流管的长度及反向喷流和环形喷流的总压，实现对减阻效率的控制；

6.对高超声速飞行器激波减阻具有通用性；

7.结构简单，易于制造和安装。

附图说明

图1是本发明的立体图；

图2是本发明的正视图；

图3是本发明的左视图；

图4是全局尺寸标注和高超声速来流方向；

图5是扰流管前端的局部尺寸标注；

图6是计算网格；

图7是无减阻系统的流场马赫云图和压力云图；

图8是传统减阻系统的流场马赫云图和压力云图；

图9是本发明减阻系统的流场马赫云图和压力云图；

图10是无减阻系统、传统减阻系统和本发明减阻系统的飞行器壁面压力分布对比。

图11是传统减阻系统的气动杆和本发明减阻系统的扰流管前端热流密度分布对比。

图中，1-高超声速飞行器，2-扰流管，3-反向喷流，4-环形喷流，5-无减阻系统时的原始离体激波，6-扰流管前方的离体激波，7-飞行器的再附激波，8-反向喷流形成的马赫盘。

具体实施方式

下面结合附图对本发明的技术方案做进一步的详细说明：

本发明可以以许多不同的形式实现，而不应当认为限于这里所述的实施例。相反，提供这些实施例以便使本公开透彻且完整，并且将向本领域技术人员充分表达本发明的范围。在附图中，为了清楚起见放大了组件。

图1、图2和图3分别给出了本发明高超声速飞行器高效激波减阻系统的立体图、正视图和左视图，本发明包括扰流管，所述扰流管为等截面空心细长圆管，其一端和所述高超声速飞行器头部固连、且扰流管的轴线和所述高超声速飞行器坐标系的纵轴重合，用于对高超声速来流进行压缩、减弱飞行器前方的激波强度，从而降低飞行器的激波阻力；

所述扰流管和高超声速飞行器头部相邻的一端接入从飞行器内部引出的气流，另一端设有反向喷流口，用于将接入的气流沿扰流管朝外均匀喷出，喷射方向平行于扰流管轴线，以冷却扰流管前端驻点区域，减弱高超声速来流条件下驻点区域的气动加热效应，实现扰流管的非烧蚀，保证高超声速飞行器高效激波减阻系统可安全可靠地工作。

所述扰流管在设有反向喷流口一端的壁面上还设有环状喷流口，喷射方向垂直于扰流管轴线朝外；

所述环状喷流口用于喷出环形喷流，和反向喷流联合以增强扰流管对高超声速来流的压缩效应、减弱飞行器前方的激波强度，进一步降低飞行器的激波阻力。

高超声速飞行器通过半球体和圆柱体构成的复合体来模拟，扰流管和高超声速飞行器具有相同的轴线。反向喷流的喷口为扰流管远离高超声速飞行器头部一端的反向喷流口，环形喷流的喷口为扰流管侧壁上的环状喷流口，这两个喷口均可以向外均匀喷出空气。

图4和图5分别为整体几何模型及扰流管前端的尺寸标注，其中D为飞行器前部半球体的直径，h为飞行器后部圆柱体的高度，L为扰流管的长度，d为扰流管的直径，L₁为环形喷流口和反向喷流口之间的距离，h₁为反向喷流口的高度，以上几何尺寸的数值列于表1中。表2列出了高超声速来流的马赫数Ma_∞、静压P_∞、静温T_∞及攻角α。假设反向喷流和环形喷流具有相同的喷流参数，表3列出了这两个喷流的马赫数Ma_j、总压P_0j和总温T_0j。

表1

表2

表3

数值模型如下：

此处采用计算流体力学数值方法进行本发明减阻系统的减阻效率分析，其中采用AUSM+空间离散格式和Menter’s SST k-ω两方程湍流模型。由图1可知分析模型(包括高超声速飞行器和本发明的高效激波减阻系统)具有轴对称特性，并且高超声速来流方向与分析模型的轴线平行，因此只需建立轴对称的数值计算模型，这可以大大缩短计算时间。图6为数值模型的计算网格和边界条件，飞行器和扰流管的外壁面定义为300K的等温壁面，反向喷流和环形喷流定义为压力入口，其它边界条件包括对称轴和压力远场边界。此外计算网格的单元总数为392555，壁面第一层网格高度为1×10^-3mm。

计算结果分析如下：

为了验证本发明减阻系统的高效率，此处还进行了无减阻系统和采用传统减阻系统(气动杆系统)的高超声速飞行器的数值计算。图7、图8和图9分别为无减阻系统、采用传统减阻系统和采用本发明减阻系统计算得到的流场马赫云图及温度云图。当不采用任何减阻系统时，高超声速飞行器前方的离体激波将形成巨大的激波阻力，且激波层内气体受到强烈压缩后具有很高的压强，且高压区位于飞行器前端的驻点区。当采用传统减阻系统时，气动杆最前端对高超声速来流进行了预压缩，在气动杆前方会形成一道较弱离体激波，受到预压缩后的气体向下游继续流动，并受到飞行器的二次压缩。因此飞行器前方的原始离体激波转换为再附激波，激波强度和再附激波层内气体压力均得到了降低，且再附激波层内的高压区位于半球体的中部。当采用本发明减阻系统时，对比图8和图9可观察到该系统对高超声速来流的预压缩效应明显强于传统减阻系统，这大大减小了再附激波前方的气流速度，因此飞行器前方的再附激波强度及激波层气体压力均明显低于传统减阻系统。

图10为以上3种分析模型计算得到的飞行器壁面压力分布，壁面压力分布决定了飞行器阻力的大小。结果表明在x>20mm范围内，三种分析模型的飞行器壁面压力分布相差较小。针对传统减阻系统，在x为0-5mm范围内，飞行器壁面压强明显低于无减阻系统的计算结果；而在x为5-20mm范围内，飞行器壁面压强却高于无减阻系统的计算结果。针对本发明减阻系统，在x为0-20mm范围内，飞行器壁面压强明显低于无减阻系统和传统减阻系统的计算结果。表4列出了3种分析模型的飞行器壁面压力峰值P_max和整个模型的阻力系数C_d，阻力系数C_d定义为：

式中：F_d为整个模型的气动阻力；ρ_∞为来流密度；V_∞为来流速率；S为参考面积，定义为πD²/4。结果表明本发明减阻系统的飞行器壁面压力峰值P_max比无减阻系统和传统减阻系统分别降低了76.525％和64.217％，本发明减阻系统的阻力系数C_d比无减阻系统和传统减阻系统分别降低了66.220％和58.225％。因此本发明减阻系统的效率明显高于传统减阻系统，是一种高效减阻系统。

表4

图11为传统减阻系统的气动杆和本发明减阻系统的扰流管前端热流密度分布情况。结果表明本发明减阻系统的扰流管前端热流密度分布明显低于传统减阻系统的气动杆。传统减阻系统的气动杆受到极其严重的气动加热作用，其驻点(最前端)热流达到了414.717kW/m²，这将烧毁气动杆，因此传统减阻系统在高马赫数下无法正常工作。本发明减阻系统的扰流管前端受到反向喷流的冷却，由于喷流静温低于300K的等温壁面，扰流管前端出现了负热流，实现了扰流管的非烧蚀，因此本发明减阻系统在高马赫数下仍可安全可靠地工作。

本发明的高效激波减阻系统对高超声速飞行器具有很强的通用性，以上内容仅仅是通过一个典型数值计算实例进行本发明具体实施方式的说明，可根据实际需求调整扰流管的长度及反向喷流和环形喷流的总压，实现对减阻效率的控制，解决传统减阻系统减阻效率低及应用马赫数范围有限的问题。

本技术领域技术人员可以理解的是，除非另外定义，这里使用的所有术语(包括技术术语和科学术语)具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。

以上所述的具体实施方式，对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式而已，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。