本发明涉及一种高速气动热防护领域、高速空气动力学领域，特别是一种飞行器头部自适应热防护方法。
背景技术：
飞行器尤其是钝头体飞行器在高速飞行过程中会在弹头形成一道弓形附体激波，对来流产生强烈的压缩作用，同时头部与来流产生剧烈的摩擦，导致空气温度急剧升高，因此在飞行过程中弹头经历高速、高压、高温的环境，对弹头表面材料有很严重的烧蚀，破坏飞行器结构或导致飞行器内部温升，对飞行器的安全分析构成威胁。
为防止飞行器头部被烧毁，需要采用热防护措施，目前已有的方法主要包括以下三个方面：第一在飞行器外部增加防\隔热表层，防止结构烧蚀破坏，隔绝外界热量，但是该方法增加飞行器重量，降低飞行器的容量，且隔热材料造价较高，无法二次利用；第二种方法是在飞行器头部安装激波针，将激波推离弹头，同时在弹头表面形成低压区，降低表面温度，但是飞行过程中激波附着在激波针前部，导致激波针容易被烧蚀损毁，降低热防护效果，需要及时更换，否则还会存在飞行器头部热烧蚀的问题；第三种方法是在弹体头部采用能量投放(如激波、微光)，将激波推离弹头，但是该研究尚在进行中，还不成熟。
技术实现要素：
本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种飞行器头部自适应热防护方法，本发明利用在超声速或飞行器内壁面能够感受到头部温度升高的部位安装热电偶，根据热电偶测量得的温度，调节阀门的开度，同时通过控制激波针喷出的气体压力，最终能够改变来流在飞行器头部的扰流情况，降低表面温度，防止热烧蚀，从而对飞行器头部起到热防护的作用。
本发明的上述目的是通过如下技术方案予以实现的：
一种飞行器头部自适应热防护方法，飞行器头部自适应热防护装置包括激波针、阀门、头部温度升高的部位、热电偶、飞行器、储气罐和测量仪；自适应热防护方法包括如下步骤：
步骤(一)、将激波针、储气罐在地面组装好后，安装到飞行器的头部，预设激波针的初始长度；
步骤(二)、确定头部温度升高的部位，安装热电偶；将热电偶焊接到头部温度升高的部位的内壁，对热电偶进行编号，并将热电偶连接到测量仪上，根据测量仪测量得到温度最高的位置；
步骤(三)、预设飞行器飞行中所需要的激波针喷出气体的流量和压力；待飞行器起飞后，按照预设的气体的流量和压力控制阀门开度，调节激波针喷出的气体流量；保证飞行器自适应调节表面温度的过程中，热电偶测的飞行器头部壁面温度低于要求温度，必要的时候需要对储气罐的气体进行补充。
步骤(四)、飞行中根据测量仪的读数实时判断飞行器表面温度，并及时调整激波针喷出气体的流量和压力，此过程不断循环调节，直到降低表面温度，防止表面热烧蚀。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(一)中，所述飞行器头部为圆弧状，圆弧半径为r，激波针的初始长度为r的1-3倍。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(二)中，根据弓形激波在弹体表面的再附位置来确定头部温度升高的部位，即弓形激波附体激波被激波针喷出的气体推离弹头后，再次附着在弹体的位置就是头部温度升高的部位。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(二)中，如头部温度升高的部位为环形，则相应在环形位置一圈布置热电偶；如头部温度升高的部位为数个集中区域，则相应在对应区域布置数个热电偶。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(三)中，激波针预设的喷出气体的流量和压力，满足激波针喷出气体将附体弓形激波推离飞行器表面。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(三)中，所述要求温度满足飞行器头部壁面材料不产生热烧蚀。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(三)中，所述储气罐的气体可根据实际使用情况进行增加调整。
在上述的一种飞行器头部自适应热防护方法，所述的步骤(四)中，飞行器头部壁面温度升高时激波针增大喷出气体流量，反之减小。
本发明与现有技术相比具有如下优点：
(1)本发明能够通过主动控制方法，在飞行过程中实时监测飞行器表面温度，自适应调节飞行器表面温度，防止飞行器表面热烧蚀情况发生，喷流压力和流量根据飞行实际热环境进行自适应控制，有利于节约喷流质量流量的消耗，减小对储气罐容积的要求；
(2)本发明采用激波针加高压气流的方式将弓形激波推离飞行器头部，同时弓形波也远离激波针，解决单一采用激波针时激波针容易被烧毁的问题，降低飞行器表面热烧蚀的风险；
(3)本发明整套设备可以多次利用，且适用性较强，可安装在任意飞行器上。
附图说明
图1为本发明飞行器头部自适应热防护示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：
如图1所示为飞行器头部自适应热防护示意图，由图可知，一种飞行器头部自适应热防护方法，飞行器头部自适应热防护装置包括激波针1、阀门2、头部温度升高的部位3、热电偶4、飞行器5、储气罐6和测量仪7；自适应热防护方法包括如下步骤：
步骤(一)、将激波针1、储气罐6在地面组装好后，安装到飞行器5的头部，预设激波针1的初始长度，飞行器5头部为圆弧状，圆弧半径为r，激波针1的初始长度为r的1-3倍；
步骤(二)、确定头部温度升高的部位3，头部温度升高的部位3的确定方法为：根据弓形激波在弹体表面的再附位置来确定头部温度升高的部位3，即弓形激波附体激波被激波针喷出的气体推离弹头后，再次附着在弹体的位置就是头部温度升高的部位3，根据头部温度升高的部位3安装热电偶4，如头部温度升高的部位3为环形，则相应在环形位置一圈布置热电偶4；如头部温度升高的部位3为数个集中区域，则相应在对应区域布置数个热电偶4；将热电偶4焊接到头部温度升高的部位3的内壁，热电偶4的安装位置既不能太靠近所述飞行器壁面，防止热烧蚀将其损毁，也不能距离所述飞行器壁面太远，防止测量出现较大误差，同时所述热电偶在所述飞行器整个头部的安装位置根据实际飞行状态布置，可布置一圈或数个，确保能够测量到所有飞行状态中最高温度位置；对热电偶4进行编号，并将热电偶4连接到测量仪7上，根据测量仪7测量得到温度最高的位置；
步骤(三)、预设飞行器5飞行中所需要的激波针1喷出气体的流量和压力，激波针1预设的喷出气体的流量和压力，应满足激波针1喷出气体将附体弓形激波推离飞行器5表面；待飞行器5起飞后，按照预设的气体的流量和压力控制阀门2开度，调节激波针1喷出的气体流量；保证飞行器5自适应调节表面温度的过程中，热电偶4测的飞行器5头部壁面温度低于要求温度，要求温度满足飞行器5头部壁面材料不产生热烧蚀；必要的时候需要对储气罐6的气体进行补充，储气罐6的气体可根据实际使用情况进行增加调整。
步骤(四)、飞行中根据测量仪7的读数实时判断飞行器表面温度，并及时调整激波针1喷出气体的流量和压力，飞行器5头部壁面温度升高时激波针1增大喷出气体流量，反之减小，自适应调节脱体激波与弹体头部的距离，实现根据气动加热的程度进行喷流自适应控制；此过程不断循环调节，直到降低表面温度，防止表面热烧蚀。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。