阅读说明：本技术 一种用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法 (Slit parallel blowing method for drag reduction of hypersonic aircraft ) 是由 高振勋 莫凡 韩冰 蒋崇文 李椿萱 于 2021-01-27 设计创作，主要内容包括：本发明属于飞行器设计领域,特别涉及一种可用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法,包括在所述飞行器的迎风面上设置狭缝,然后通过所述狭缝向壁面边界层内平行吹气。本发明针对高超声速飞行器提出了新的狭缝平行吹气减阻技术的应用方案,不仅实现了利用狭缝吹气技术降低高超声速飞行器表面摩擦阻力,同时又不改变高超声速飞行器的力矩特性。不同于逆向喷流和安装激波杆等针对激波阻力的减阻方式,本发明的主要实现途径是采用狭缝平行吹气的方式降低高超声速飞行器表面的摩擦阻力,从而达到降低飞行器总阻力的目的。(The invention belongs to the field of aircraft design, and particularly relates to a slit parallel blowing method for drag reduction of a hypersonic aircraft. The invention provides a new application scheme of a slit parallel air blowing resistance reduction technology for the hypersonic aerocraft, which not only realizes the reduction of the surface friction resistance of the hypersonic aerocraft by using the slit air blowing technology, but also does not change the moment characteristic of the hypersonic aerocraft. Different from resistance reduction modes aiming at shock resistance, such as reverse jet flow, shock rod installation and the like, the invention mainly realizes the way of reducing the frictional resistance on the surface of the hypersonic aircraft by adopting a slit parallel air blowing mode, thereby achieving the purpose of reducing the total resistance of the aircraft.)

一种用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法

技术领域

本发明属于飞行器设计领域，特别涉及一种可用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法。

背景技术

高超声速飞行器在高空以高马赫数飞行时，总阻力主要包括激波阻力和摩擦阻力，而目前高超声速飞行器减阻技术多针对激波阻力，如常见的驻点逆向喷流减阻以及激波杆减阻技术。如图1所示(参见文献“Chang Chaulyan.Effect of counterflow jet on asupersonic reentry capsule.AIAA 2006-4776，2006”和“Gauer M，Paull A.Numericalinvestigation of a spiked blunt nose cone at hypersonic speeds.Journal ofSpacecraft and Rockets，2008(3)”)，返回舱头部逆向喷流(图(a)示出了逆向喷流流场)增加了强弓形激波的脱体距离，使得返回舱头部壁面压强减小，因此可达到减小激波阻力的效果。而在钝头体头部安装激波杆(图(b)示出了钝头体带激波杆流场)不仅增加了激波的脱体距离，还将强弓形激波变成斜激波，使得波后压强显著降低。这说明以上两种技术均降低了飞行器的激波阻力。

然而，对基于乘波外形设计且飞行高度较高的高超声速飞行器而言，一方面，激波阻力在总阻力中占比下降，摩擦阻力占比增加，常见的驻点逆向喷流以及激波杆等降低总阻力效果变差；另一方面，现有的驻点逆向喷流减阻以及激波杆减阻方案将会显著影响飞行器的力矩特性，同时也将带来流场的振荡和不稳定性问题。因此，需要一种能够有效降低高超声速飞行器摩擦阻力，同时又不改变飞行器力矩特性的减阻技术。

狭缝平行吹气技术近几十年来引起了人们的关注，国内外学者曾对此进行了一系列实验及数值模拟研究，但主要是在平板中设置狭缝进行实验研究。中国专利CN1089913公开了一种用于亚声速客机的吹气式机翼前置气流诱导装置，其将机翼下翼面气流通过这种装置引入到上翼面，以提高亚声速客机的机翼升力。但该装置无法有效降低高超声速飞行器的摩擦阻力。

发明内容

针对上述问题，本发明从降低高超声速飞行器摩擦阻力的角度出发，提出了一种可用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气技术方案。狭缝平行吹气是指通过狭缝向边界层内吹入气体，通过增加边界层厚度，达到降低壁面速度及温度梯度的效果，从而降低飞行器表面的摩擦阻力和热流密度。本发明针对高超声速飞行器提出了新的狭缝平行吹气减阻技术的应用方案，不仅实现了利用狭缝吹气技术降低高超声速飞行器表面摩擦阻力，同时又不改变高超声速飞行器的力矩特性。不同于逆向喷流和安装激波杆等针对激波阻力的减阻方式，本发明的主要实现途径是在飞行器迎风面采用狭缝平行吹气的方式降低高超声速飞行器表面的摩擦阻力，从而达到降低飞行器总阻力的目的。

为实现上述目的，本发明提供了一种用于高超声速飞行器减阻的狭缝平行吹气方法，包括在所述飞行器的迎风面上设置狭缝，然后通过所述狭缝向壁面边界层内平行吹气。

优选地，所述狭缝与所述迎风面前端的距离约为所述迎风面流向长度的40％。

优选地，所述狭缝的深度约为所述飞行器流向长度的0.005倍。

优选地，吹气马赫数为1～3马赫，吹气压强为来流压强的3倍。

优选地，所述狭缝关于所述飞行器的对称面对称，且与所述飞行器的对称面成70～90°。

优选地，吹气所采用的气源为空气或氮气。

本发明的有益效果：

1)本发明可以有效降低飞行器表面摩擦阻力，进而可有效降低基于乘波外形设计且飞行高度较高的高超声速飞行器的总阻力；

2)本发明在飞行器迎风面利用狭缝平行吹气技术可以直接降低飞行器表面摩擦阻力，同时又可通过吹气所产生的附加推力起到等价减阻的效果，具有较高的减阻效率；

3)相比于逆向喷流减阻和激波杆减阻技术，本发明使用狭缝平行吹气对流场影响较小，几乎不改变飞行器纵向力特性；

4)本发明在飞行器迎风面使用狭缝平行吹气不仅可以起到降低高超声速飞行器阻力的作用，对于吹气作用区域内的壁面热流密度，也会有一定程度的降低；

5)本发明使用狭缝平行吹气所采用的气源为空气，在60km高空狭缝吹气的质量流量约为10^-2kg/s的量级，因此本发明具有取材方便廉价，携带重量轻，经济性好的特点。

附图说明

图1为现有技术中逆向喷流减阻及激波杆减阻方案示意图；

图2为本发明实施例的具有乘波体外形的典型高超声速飞行器简化模型图；

图3为本发明实施例的狭缝在迎风面布置位置侧视图；

图4为本发明实施例的狭缝在迎风面布置位置仰视图；

图5为本发明实施例的狭缝局部放大示意图；

图6为壁面在无吹气和本发明实施例的狭缝吹气下的摩阻系数对比图，其中(a)为无吹气摩阻系数云图，(b)为3倍来流压强吹气摩阻系数云图；

图7为壁面在无吹气和本发明实施例的狭缝吹气下的热流密度对比图，其中(a)为无吹气壁面热流云图，(b)为3倍来流压强吹气壁面热流云图。

具体实施方式

下面结合附图和实施例进一步描述本发明，应该理解，以下所述实施例旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。

本实施例的用于高超声速飞行器减阻的狭缝吹气方法包括如下步骤：

步骤1：选择合适的狭缝深度、狭缝吹气参数等。

本实施例选用具有乘波体外形的典型高超声速飞行器，此外形头部较尖，在高空以高马赫数飞行时具有激波阻力小，摩擦阻力大的特点，狭缝平行吹气装置适用于此飞行器上。考虑到飞行器外形上的一些结构对飞行器的壁面摩阻和热流影响较小，将飞行器进行一定简化，在数值模拟过程中只考虑机身，去掉了尾翼和襟翼，最终流向长度为5m，宽为2m，飞行器外形如图2所示。对于此简化模型，本实施例的来流条件取马赫数Ma＝20，飞行高度H＝60km，迎角为5度。狭缝布局方案如图3-5所示，狭缝设置在飞行器迎风面，狭缝深度为20mm，吹气马赫数Ma＝2，吹气压强取来流压强的3倍，吹气组分为空气。

步骤2：将狭缝布置在高超声速飞行器迎风面的合适位置，其位置与高超声速飞行器的外形相关。考虑到高超声速飞行器带迎角飞行时，摩擦阻力较大的区域集中在迎风面的前体附近，狭缝太靠后，吹气无法降低高摩阻区域的摩阻，而狭缝太靠前，由于飞行器外形的限制，吹气作用区域变小，因此最终的狭缝位置需要根据飞行器的形状优化确定。本实施例优选狭缝位置在迎风面的前40％附近。如图4所示，本实施例的狭缝位置位于流向x＝2.25m处。

步骤3：在高空高马赫数飞行状态下开启狭缝平行吹气，可以利用飞行器上携带的储气装置通过狭缝向壁面边界层内平行吹气。吹气作用区域内的壁面摩阻会显著降低，大面积热流也会有一定程度降低。同时，由狭缝平行吹气所产生的附加推力相当于在一定程度上也起到了减阻作用。表1给出了本实施例飞行器在不同高度和不同马赫数下进行狭缝平行吹气的减阻降热效果。从结果可以看到，一方面在Ma＝15，H＝50km下摩阻降低率为22.3％，而总阻力降低率达到了12.7％。同时，随着马赫数增加以及飞行高度的增加，总阻力降低率维持在12％～15％。另一方面在狭缝平行吹气的作用范围内，壁面热流密度有一定程度的降低，如在Ma＝20，H＝50km下狭缝吹气作用范围内的壁面热流密度平均值从1.47×10⁵W/m²降低到3.1×10⁴W/m²，降低率约为78.9％。

表1本实施例飞行器在不同高度和不同马赫数下进行狭缝平行吹气的减阻降热效果

此外，将本发明的狭缝平行吹气方案与未吹气相比，如图6和图7所示，与未吹气相比，狭缝吹气下壁面大面积摩阻系数和热流密度均得到明显下降。综上表明，本发明提出的高超声速飞行器减阻降热的狭缝平行吹气技术方案是可行的。

对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明创造构思的前提下，还可以对本发明的实施例做出若干变型和改进，这些都属于本发明的保护范围。