基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法与流程

本发明涉及流体力学流动控制领域、气体放电应用领域，是一种基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法。

背景技术：

高超声速飞行器技术是21世纪航空航天技术领域新的制高点，是人类航空航天史上继发明飞机、突破音障飞行之后的第三个划时代里程碑，同时也将开辟人类进入太空的新方式。

高超声速飞行器具有飞行距离远、机动能力强、突防概率高的特点，能获得确保进入空间、有效利用空间和控制空间的能力，能有效地遏制敌地基、机载、舰载预警及武器系统整体功能的发挥，有效地攻击时间敏感目标，缩短作战时间，提高武器攻击的突然性和有效性。由于高超声速飞行器巨大的军事和经济效益，世界主要强国正在大力发展高超声速技术，并将研制高超声速飞行器作为国家战略目标。

决定高超声速飞行器航程的关键因素主要包括发动机燃油量(有动力)或滑翔初始速度(无动力)、升阻比这两个方面，要进一步提高航程不可避免的面临如下两个关键问题：

1)发动机燃油量的增加或助推运载器交班点速度需求的提高，这将导致武器系统总重增加，整体机动发射及生存能力降低；

2)通过气动外形优化寻求高升阻比设计方案，导致飞行器外形向“扁平化”发展，造成飞行器内部装填空间变小，可带燃油量小，单机设备小型化压力大、通用性差、研制成本高，全飞行器制造、装配工艺性差，整体刚度难以保证等一系列问题。

因此，基于外形优化的高超声速飞行器升阻比设计存在极限，在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下，探索有效降低阻力的技术方案及其实现途径，是满足高超声速飞行器高升阻比最为可行的技术途径之一。首先，对于巡航段而言，降低阻力对于飞行器航程的增益是十分显著的，研究表明，对于洲际射程的高超声速滑翔飞行器降低10％的阻力将换来1000km左右的射程增量；其次，对于作战应用的高超声速武器下压段而言，有效降低飞行器阻力将使得在保证落地打击速度的前提下，下压段速度需求更低，为弹道末端机动提供更大的速度余量，进而有效提高飞行器机动性。因此，在传统基于外形优化高升阻比设计技术已经接近极限的情况下，高超声速飞行器航程提升对于减阻新技术的引入需求是非常明确和迫切的。

技术实现要素：

为了克服传统基于外形优化高升阻比设计技术的不足，本发明提供一种基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，本发明为高超声速飞行器提供一种结构简单、轻小型化的主动流动控制减阻技术，实现了高超声速飞行器减阻增程。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是：

基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器每个侧翼上游安装一个等离子体合成射流激励器；

在高超声速飞行器飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器，在等离子体合成射流激励器的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波起始位置抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。

在高超声速飞行器每个侧翼上游距离侧翼10至20厘米处安装一个等离子体合成射流激励器。等离子体合成射流激励器安装时其整体是嵌入高超声速飞行器内部，等离子体合成射流激励器的射流出口对外与外界相通，且等离子体合成射流激励器的射流出口与其安装位置处的高超声速飞行器侧壁面齐平。这样在不改变高超声速飞行器气动外形的前提下，实现降低高超声速飞行器阻力的目的。

离子体合成射流激励器的放电腔体体积为1000立方毫米左右，腔体体积过大会导致放电产生的加热效果不明显，过小会导致腔体中气体不足，以上两种情况都会导致从腔体中喷射出的气体能量较低、控制能力较弱。离子体合成射流激励器单次放电总能量不超过3.5焦耳，放电总能量过大时，消耗的能量将超过减阻所带来的收益。离子体合成射流激励器放电的频率控制在3～5千赫兹，频率过大将导致腔体和电极温度过高、激励器性能下降，过小会导致无法产生连续的控制效果。

在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，在侧翼斜激波前产生一道射流干扰激波，导致侧翼斜激波上游马赫数降低，侧翼斜激波强度减弱，高超声速飞行器侧翼外表壁面压力降低，所受阻力减小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“波控作用”

同时，高速气体热射流与高超声速自由来流相互作用，在侧翼外表壁面附近产生涡结构，形成虚拟气动外形，虚拟气动外形后掠角度与侧翼后掠角相比变小，侧翼斜激波角度和强度也随之变小，高超声速飞行器侧翼外表壁面所受阻力进一步变小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“涡控作用”。

高速气体热射流在侧翼上方形成相对来流的高温区，侧翼上方的相对高温区的温度升高且当地声速增加，侧翼上方的相对高温区的当地声速增加将导致当地马赫数减小，侧翼斜激波强度和波阻也将随马赫数减小而减小，进而实现通过局部温升削弱激波强度的方式实现减阻。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“温控作用”。

所述等离子体合成射流激励器完成高速气体热射流后，由于高速气体热射流喷出及激励器腔体冷却使得激励器腔体内温度和压力下降，外部气体重新充填激励器腔体，为下一个循环做准备。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

(1)相较于传统基于外形优化设计的被动式减阻技术，本发明提出了一种高超声速飞行器主动流动控制减阻技术，可以在不对动力系统或助推器和飞行器外形提出更高要求的情况下有效降低高超声速飞行器阻力，并且根据飞行工况灵活调整控制强度。

(2)相较于高压气源供气的非零质量射流，本发明采用零质量射流技术，具有体积小，重量轻，结构简单，无复杂气体供应管路，并且响应迅速、易于电参数控制，对于严格要求轻小型化、快响应控制的高超声速飞行器十分适用。

附图说明

图1是无射流时的高超声速飞行器侧翼流场示意图；

图2是施加高速气体热射流后的高超声速飞行器侧翼流场示意图；

图3是等离子体合成射流激励器在高超声速飞行器上的布置方式示意图；

图4是本发明实施例中单个等离子体合成射流激励器进行侧翼斜激波控制的实验纹影图，其中：

图4(a)是无控制下的流场；

图4(b)是等离子体合成射流激励器工作约240微秒后施加控制下的流场。

图中：

1、高超声速飞行器；2、高速自由来流；3、等离子体合成射流激励器；4、高超声速飞行器的侧翼；5、侧翼斜激波；6、高温气体热射流7、涡结构；8、相对高温区；9、射流干扰激波。

具体实施方式

下面结合附图1至图4，对本发明的实施方式进行进一步的详细说明。

参照图1，高超声速飞行器1飞行过程中，在高速自由来流2与高超声速飞行器1相互作用下，在高超声速飞行器的侧翼4形成了一道斜激波即侧翼斜激波5，在无热射流控制状态下，侧翼斜激波5与高超声速飞行器的侧翼4距离较近，侧翼斜激波5强度较强，侧翼斜激波5后的压力较大，高超声速飞行器的侧翼表面所受阻力较大，给高超声速飞行器的飞行带来较大的阻力。

参照图2，本发明提供基于合成射流翼前缘激波弱化的高超声速飞行器减阻方法，在高超声速飞行器1的侧翼上游安装等离子体合成射流激励器3。

在高超声速飞行器1飞行过程中，开启等离子体合成射流激励器3，在等离子体合成射流激励器3的腔体内产生放电，使得激励器腔体内气体受热膨胀并高速喷出，产生高速气体热射流6；在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，产生射流干扰激波、大尺度涡结构和局部相对高温区，使得侧翼斜激波强度减弱、侧翼斜激波角度减小、激波起始位置抬高，高超声速飞行器侧翼外表壁面的压力降低，进而达到降低高超声速飞行器阻力的目的。

在高速气体热射流与高超声速自由来流的相互作用下，在侧翼斜激波前产生一道射流干扰激波9，导致侧翼斜激波上游马赫数降低，侧翼斜激波强度减弱，高超声速飞行器侧翼外表壁面压力降低，所受阻力减小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“波控作用”

同时，高速气体热射流与高超声速自由来流相互作用，在侧翼外表壁面附近产生涡结构7，形成虚拟气动外形，虚拟气动外形后掠角度与侧翼后掠角相比变小，侧翼斜激波角度和强度也随之变小，高超声速飞行器侧翼外表壁面所受阻力进一步变小。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“涡控作用”。

高速气体热射流在侧翼上方形成相对来流的高温区8，侧翼上方的相对高温区的温度升高且当地声速增加，侧翼上方的相对高温区的当地声速增加将导致当地马赫数减小，侧翼斜激波强度和波阻也将随马赫数减小而减小，进而实现通过局部温升削弱激波强度的方式实现减阻。这一效应可以称之为等离子体合成射流的“温控作用”。

参照图3，高超声速飞行器1上存在多个侧翼，在高超声速飞行器每个侧翼上游距离侧翼10至20厘米处安装一个等离子体合成射流激励器3。等离子体合成射流激励器3安装时其整体是嵌入高超声速飞行器1内部，等离子体合成射流激励器3的射流出口对外与外界相通，且等离子体合成射流激励器3的射流出口与其安装位置处的高超声速飞行器侧壁面齐平。等离子体合成射流激励器3的腔体体积1000立方毫米左右，单次放电能量小于3.5焦耳，放电频率3至5千赫兹。

参照图4，图4(a)所示为本发明实施例中等离子体合成射流激励器进行侧翼斜激波控制的实验纹影图，实验中使用了单个激励器，飞行器试验模型侧翼角度为30度。如图4(a)所示，在无控制状态下，斜激波强度较强；如图4(b)所示，等离子体合成射流激励器工作约240微秒后，在射流控制作用下，侧翼斜激波角度减小，强度减弱。

以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。