一种高超声速飞行器头锥主动热防护系统的制作方法

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头锥主动热防护系统。

背景技术：

在高超声速飞行器的发射和再入阶段，头锥前方的气体受到剧烈压缩，被压缩后的高温气体会向头锥传递大量的热量，造成高超声速飞行器头锥严重的气动加热效应。为了保证头锥结构材料在可承受的温度范围内以及舱内环境温度满足电子设备的工作要求，需要在头锥处设计热防护系统。热防护系统的防热性能直接影响到高超声速飞行器的安全性，是高超声速飞行器设计的难点和核心技术之一。

目前一些学者设计已经发明和制造出了一些广泛采用的高超声速飞行器头锥热防护系统，如陶瓷防热瓦、金属热防护系统和碳/碳化硅复合材料等防热型式，且均为被动式热防护系统。现代高超声速飞行器的马赫数大幅提升，壁面热流将大幅度增加，飞行器将处于极端热环境下。在极端热环境下，要保证良好的防热效果必须采用很厚的被动式热防护系统，这必然会造成热防护系统超重。此外被动式热防护系统的温度也将迅速升高，其最高温度会超过其材料的极限温度，造成热防护系统失效，飞行器将会发生灾难性的事故。因此超重及其材料耐高温特性的限制使传统被动式热防护系统无法适应现代高超声速飞行器的极端热环境，因此必须设计新型热防护系统以适应现代高超声速飞行器的极端热环境。

技术实现要素：

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头锥主动热防护系统，以解决传统被动式热防护系统在现代高超声速飞行器极端热环境下超重及其材料耐高温特性限制的问题。

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头锥主动热防护系统，包括高超声速飞行器头锥本体、气动杆和低温气体喷口；

所述气动杆为等截面细长杆，其一端和所述高超声速飞行器头锥本体驻点区域的中心固连，且气动杆的轴线和所述高超声速飞行器头锥本体的轴线重合；所述气动杆用于破坏原始弓形激波，将强激波转化为较弱的斜激波，实现防热；

所述低温气体喷口呈圆形，设置在所述高超声速飞行器头锥本体的驻点区域上，和所述气动杆同轴，用于将低温气体从喷口喷出并注入到流场，直接冷却头锥外壁面，降低壁面热流密度，实现防热。

作为本发明一种高超声速飞行器头锥主动热防护系统进一步的优化方案，还包含气动盘，所述气动盘为等截面的圆盘，其一个端面的中心和所述气动杆远离高超声速飞行器头锥本体的一端垂直固连，用于增强气动杆对高超声速来流的压缩，降低到达飞行器头锥的气体流速，减弱钝头体的再附激波强度，实现防热。

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.气动杆可以破坏原始弓形激波，将强激波转化为较弱的斜激波，实现防热。

2.气动盘增强了气动杆对高超声速来流的压缩，降低了到达飞行器头锥的气体流速，减弱了钝头体的再附激波强度，实现防热；

3.低温喷流可以直接冷却头锥外壁面，有效降低壁面热流密度，实现防热；

4.能解决传统被动式热防护系统在现代高超声速飞行器极端热环境下超重及其材料耐高温特性限制的问题；

5.对高超声速飞行器的头锥防热具有通用性；

6.结构简单，易于制造、安装和更换。

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是尺寸标注；

图5是计算网格；

图6是传统被动式热防护系统的流场马赫云图和温度云图；

图7是本发明的主动热防护系统的流场马赫云图和温度云图；

图8是传统被动式和本发明的主动热防护系统下的头锥壁面热流分布对比。

图中，1-高超声速飞行器头锥，2-气动杆，3-气动盘，4-喷口，5-传统被动式热防护前方的弓形激波，6-气动盘前方的弓形激波，7-喷流前方的旋涡区，8-短穿透模态的喷流，9-喷流后方的旋涡区，10-再附激波。

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。

本发明的几何模型如图1所示。其由高超声速头锥、气动杆、气动盘及喷口构成，各部件均为旋成体，具有相同的轴线。气动杆安装在头锥的驻点区域(最前端)，气动盘安装在气动盘前端，喷口开在头锥的前部，且四周环绕气动杆。图4列出了几何模型的尺寸标注，其中d为头锥直径，l和d分别为气动杆长度和直径，d1和t分别为气动盘的直径和厚度，d2为喷口尺寸，表1列出了尺寸的具体数值。表2列出了高超声速来流的马赫数ma∞、静压p∞、静温t∞、攻角α及等温壁面的温度tw，表3列出了喷流的马赫数maj、总压p0j和总温t0j。

表1

数值模型如下：

由于本发明的主动热防护系统为轴对称结构，且自由来流攻角为0°，因此为了节约计算资源，划分了轴对称的计算网格，网格总量为325426，面无量纲参数y+<1，图5给出了相应的计算网格。数值模型的边界条件包括远场、对称轴、压力入口(喷口)及等温壁面300k(气动杆、气动盘和钝头体)。采用计算流体力学数值方法进行本发明的防热性能分析，其中空间离散格式为ausm+格式，湍流模型为menter’ssstk-ω两方程模型，时间推进格式为lu-sgs格式。

计算结果分析如下：

图6为传统被动式热防护系统的流场马赫云图及温度云图，图7为本发明的主动热防护系统的流场马赫云图及温度云图。当采用传统被动式热防护系统时，头锥前方形成了一道弓形激波，其对波后气体压缩相当严重，导致激波层内气体温度超过了1800k，而头锥壁面温度仅为300k，该温度差将导致头锥承受强烈的气动加热效果，头锥外层的被动式热防护系统的温度超过材料极限温度，被动式热防护系统失效，高超声速飞行器发生灾难性事故。当采用本发明的主动热防护系统后，气动盘首先将被动热防护系统中的弓形激波向前方推进，将弓形激波转换为类斜激波，减弱了激波强度。气动盘增强了气动杆对高超声速来流的压缩，使到达头锥的气体流速降低，有利于降低头锥的再附激波。因此气动杆和气动盘的联合作用是头锥前方的再附激波强度远远低于被动热防护系统中的弓形激波，此时头锥前方气体受到的压缩减弱，有利于头锥防热。此外喷口喷出的低温气体聚集在头锥周围，可直接冷却头锥。因此本发明的高超声速头锥主动热防护系统的防热机理为激波减弱和低温冷却，图7中可明显观察到采用本发明的主动热防护系统后头锥前方再附激波层内的温度降到了1180k以下。

图8为传统被动式和本发明的主动热防护系统下的头锥壁面热流分布对比情况。相比传统被动式热防护系统，本发明的主动热防护系统能明显降低头锥绝大部分区域的热流密度，其中头锥最大热流密度从104.63kw/m²下降到32.69kw/m²，降低了68.76％，头锥总热流从629.59kw下降到335.85kw，降低了46.66％。因此本发明的主动热防护系统的防热性能远远优于传统被动式热防护系统，能解决传统被动式热防护系统在现代高超声速飞行器极端热环境下超重及其材料耐高温特性限制的问题。

本发明的主动热防护系统对高超声速飞行器的头锥防热具有很强的通用性，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。

在高超声速飞行器头锥的驻点区域安装气动杆。气动杆为等截面细长杆，其长度和直径可以任意调整以适应不同热环境下的防热要求。

在气动杆前端安装气动盘。气动盘为旋成体，其外形为等截面的圆盘，且与气动杆同轴线。此外气动盘的直径可以调整以适应对不同马赫数的高超声速来流进行压缩。

在高超声速飞行器头锥的驻点区域围绕气动杆设计圆形喷口，且喷口的圆心在气动杆轴线上。低温气体从喷口喷出并注入到流场，且喷口的尺寸和喷流的总压和马赫数可以调整以适应不同热环境下的防热要求。

气动杆、气动盘和低温气体喷口喷出的低温喷流的联合作用达到激波减弱和低温冷却的效果，从而实现高效的防热性能，能解决传统被动式热防护系统在现代高超声速飞行器极端热环境下超重及其材料耐高温特性限制的问题。

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。