专利名称：一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法
技术领域：
本发明是一种航天航空工程的高新技术，涉及到一种通过改变高超声速飞行器头部流场结构，减小飞行器气动阻力，形成飞行器表面无烧蚀防热的方法。
背景技术：
对于可重返大气层的航天飞机和再入大气层飞行器以及能在大气层中飞行的高超声速飞机、拦截导弹和机动导弹等一类高超声速飞行器，在以高超声速飞行过程中，由于头部弓形激波的作用和摩擦阻力，其周围的空气被气动加热，温度迅速上升到数千甚至上万摄氏度，对飞行器的本身的材料和结构都提出了极高的热防护要求。目前较多采用的几种被动防热结构都不同程度增加了飞行器的重量，同时也使飞行器的表面气动结构复杂化，而这些热防护系统某一局部结构破损就有可能引起灾难性的后果。
发明内容
针对高超声速飞行器存在的上述问题，本发明的目的在于提供一种利用逆向脉冲爆炸，改变飞行器头部流场结构的高超声速飞行器防热和减阻的方法。该方法不仅可以保护高超声速飞行器头部无烧蚀，而且可以大幅降低飞行器的激波阻力和摩擦阻力。
为实现上述目的，本发明提出一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法。该方法在飞行器的前部设置一耐热且传热性质良好的压力容器，压力容器内装入一定量的可燃液体物质，并在飞行器的头部设置一支杆。利用该支杆可以重整飞行器头部流场，改变头部弓形激波为锥形激波，降低由正激波加热造成的飞行器周围气体升温效应。同时飞行过程中飞行器头部气动加热导致容器内的液体受热蒸发，相变过程吸收大量气动热，提高了汽化后气体的压力。并且气动加热量越大，汽化压力越高。
根据热传导理论，飞行器头部支杆顶端的气动环境更加复杂，气动加热更为严峻。为了保护支杆头部，引导液体蒸发后气体由支杆顶端喷出，冷却支杆头部，维持支杆重整流场的功能。
进一步地，所述压力容器和所述支杆之间设置一个谐振腔，可以产生脉冲射流；所述液体汽化产生的可燃气体由喷嘴脉冲喷出后，与来流高温高压的空气混合并产生脉冲爆炸，爆炸波的膨胀降低了飞行器头部绕流气流的密度，从而降低了气动阻力和激波阻力。
所述支杆顶端为半球面形，其凹面朝向支杆。在支杆顶端还设置有封口，当该封口受热到达一定温度或所述容器内达到一定压力时，可燃气体物质可由该封口喷出。耐高温压力容器为适于气体流动的半球状或半椭球状；所述可燃物质为液体氢气或者碳氢燃料。
综合来讲，本发明在飞行器头部设置一个耐热且传热性质良好的压力容器和一个支杆，并在该容器内装入一定量的可燃液体。当飞行器以高超声速飞行时，飞行器头部的气动加热使得容器表面温度迅速上升，内部可燃液体汽化后由支杆顶端脉冲喷出，与来流高温空气混合并发生脉冲爆炸。由支杆和爆炸波的共同作用，飞行器头部流场结构得到重整，由原先钝头体情形下的弓形激波变为锥形激波，爆炸产生的稀疏波可以进一步降低流场密度，减小飞行器的激波阻力和摩擦阻力。
图1为本发明具体应用示意图；图2为本发明的飞行器飞行时的状态图。
图3为图1中D的放大示意图；具体实施方式
如图1所示，本发明是在飞行器1的头部设置一个耐热且传热性质良好的压力容器2，压力容器2可以设计为适于气体流动的半球状，也可以是半椭球状等其它适当的形状，只要满足气体流动性好就可以。在该压力容器2内装入一定量的可燃液体物质5，在飞行器1的头部设置一个支杆3和支杆顶部挡板4，并在压力容器2与支杆3之间设置谐振腔8。
在高超声速飞行时，飞行器1周围会形成顶部锥形激波9，如图2所示。锥形激波9加热后的气体会对压力容器2加热，可燃液体物质5吸收容器壁的热量，产生汽化并提高了汽化气体的压力，汽化气体由支杆3顶端喷出，并冷却支杆顶端挡板4，维持支杆3重整流场的功能。由于受到谐振腔8的影响，支杆顶端产生脉冲射流，喷出可燃气体10，并与锥形激波9后的高温空气混合而产生脉冲爆炸，进一步调整流场中的锥形激波结构。爆炸产生的稀疏波可以降低飞行器头部流场的密度，进一步减小飞行器的气动阻力。支杆顶端挡板4可以设计为半球面形，其凹面朝向喷嘴3，也可以设计为其它适于气体流动和换热的形状和大小。
为了保证耐热压力容器2中的可燃液体物质5在使用前不会从支杆3中流出，发明在支杆3的端部设置封口7，如图1所示。当该封口7受热到达一定温度或容器2内达到一定压力时，汽化后的可燃液体可由该封口7喷出。封口7可以选择低熔点金属或非金属材料，也可以是塑料膜等能够在一定压力下被蒸汽冲开的材料制成。另外，可燃液体物质5可以为液氢，也可以是其它适当的具有受热蒸发性的碳氢燃料。
另外，本发明也可以设计为其它类似结构，例如将放置可燃液体物质的容器设计为飞行器的外壳；或者容器2设计为夹层状半球面形的蒸发器，支杆3与蒸发器的夹层相通，当飞行器1处于飞行状态时，通过泵将容器内的液体供给蒸发器，当达到一定温度或压力后，蒸汽就从喷嘴里喷出。
上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制，因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。
权利要求
1.发明提出一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，其特征是在飞行器的头部设置一个耐热且传热性质良好的压力容器，在该压力容器内装入一定量的可燃液体物质，并在飞行器的头部设置一个支杆，在所述支杆和压力容器之间设置谐振腔。所述压力容器受热，内部液体汽化，压力和温度上升，汽化后的可燃液体物质由支杆顶端喷出冷却支杆顶端挡板；受所述谐振腔的影响，所述支杆顶端形成所述汽化的可燃液体的脉冲射流，并与来流的高温空气混合产生脉冲爆炸，改变飞行器头部流场中的激波结构，产生稀疏波降低飞行器头部流场的密度，从而进一步降低激波阻力和摩擦阻力。
2.根据权利要求1所述的一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，其特征在于，在该支杆喷嘴的端部还设置有封口，当该封口受热到达一定温度或所述容器内达到一定压力时，所述汽化后的可燃液体可由该封口喷出。
3.根据权利要求1或2所述的一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，其特征在于，在所述支杆的顶端还设置有支杆顶端挡板，汽化后的可燃液体物质能够冷却所述挡板，并与来流的高温空气混合产生脉冲爆炸。
4.根据权利要求3所述的一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，其特征在于，所述支杆顶端挡板为半球面形，或者类似的适于流动和换热的形状。
5.根据权利要求4所述的一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，其特征在于，所述容器为适于气体流动的半球状或半椭球状。
6.根据权利要求5所述的一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，其特征在于，所述可燃物质为液氢或者碳氢燃料。
全文摘要
本发明公开了一种高超声速飞行器逆向脉冲爆炸防热和减阻方法，该方法是在飞行器的头部设置一个耐热且传热性质良好的压力容器，在压力容器内装入一定量的可燃液体物质，并在飞行器的头部设置一个支杆，并在支杆顶端设置支杆顶端挡板，在支杆与压力容器之间设置一个谐振腔。当飞行器以高超声速飞行时，压力容器吸收气动热并传递给所述可燃液体物质，当压力容器内达到一定压力或者温度限度时，汽化后的可燃液体由支杆顶端的封口喷出，带走压力容器壁面热量，并冷却支杆顶端挡板，受到谐振腔的影响形成脉冲射流；汽化后的可燃液体与来流高温空气混合产生脉冲爆炸，降低了飞行器头部流场的密度，达到了无烧蚀的防热减阻目的。
文档编号B64G1/22GK1994824SQ20061016968
公开日2007年7月11日 申请日期2006年12月27日 优先权日2006年12月27日
发明者姜宗林, 韩桂来, 刘云峰 申请人:中国科学院力学研究所