一种基于气膜防护的黑障削弱装置的制作方法

本发明一般涉及航天器技术领域，具体涉及一种基于气膜防护的黑障削弱装置。

背景技术：

黑障是发生在大气层的一种特有现象，当卫星、航天飞船以及洲际导弹等空间飞行器返回大气层的时候，飞行速度极高，可以达到音速的十几倍甚至几百倍，这就在飞行器的前端形成了一个很强的激波。由于飞行器头部周围激波的压缩和大气的粘度作用，使高速飞行的动能大量转化为热能。飞行器表面达到很高的温度时，气体和被烧蚀的防热材料均发生电离。于是，在飞行器的周围形成一层高温电离质，等离子体鞘和电磁波相互作用，从而导致用于通信的电磁波传输衰减或反射，此时地面与飞行器之间的无线电通信便中断了。

对于飞行速度大于5马赫、一般在大气层和邻近空间飞行的高超声速飞行器而言，当飞行速度达到一定马赫数时，高温气体会发生离解反应，即气体分子会在高温下分解、电离，并伴随化学反应，因此电离产生的等离子体会在飞行器的周围产生等离子体层，阻碍信号的传输。目前，针对黑障效应的突破研究主要分为主动和被动两种方式，其中主动突破是指通讯频率大于等离子体的固有频率(～40ghz)即可穿过黑障实现通信，而被动突破主要是采用各种手段实现黑障开窗，比如采用尖头结构来实现削弱等离子体层，起到开窗的作用。

在实现本发明的过程中，发明人发现现有技术中至少存在如下问题：主动突破的方式中，我国通讯频率目前还达不到要求，而被动突破方式中的尖头结构由于头部热流比较大，烧蚀严重，很难实现飞行器的在轨应用。

技术实现要素：

鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种基于气膜防护的黑障削弱装置，能够基于气膜冷却的方法实现开窗，减小等离子体的厚度，同时应用水分子为极性分子所表现出的亲电学化学特性，实现对电离空气中电子的吸附，降低了等离子体化的空气层厚度和密度，从而达到削弱黑障效应的目的，具有低成本，无毒无腐蚀无污染的优点。

本申请提供一种基于气膜防护的黑障削弱装置，所述装置包括：

气膜防护本体，前端设置气膜防护孔，后端连接雾化管道，所述气膜防护本体安装于飞行器头部的迎风滞止点处；

气室，所述气室的后壁面设置进气孔，所述进气孔通过供气管连接储气罐，所述储气罐通过管道连接储液罐，所述气室用于缓冲所述储气罐中的冷却气体，以形成稳定的压力确保亲电化学工质均匀地从雾化喷嘴喷出；

雾化管道，所述雾化管道贯穿所述气室的后壁面，并在前端设置所述雾化喷嘴，后端连接储液罐，所述储液罐中的所述亲电化学工质选择为水。

可选地，所述供气管和所述储气罐之间设置有第一电磁阀和第一减压器，所述储气罐和所述储液罐之间设置有第二减压器，以及在所述雾化管道的后端和所述储液罐之间设置第二电磁阀。

可选地，所述气室为密封板和所述飞行器头部围成的密闭空间。

可选地，所述供气管中设置音速喷嘴。

可选地，所述气膜防护孔的直径为5～8mm，或者，所述气膜防护孔的直径为所述飞行器头部曲率半径的1/10。

可选地，所述气膜防护本体的开孔深度为20mm。

可选地，所述气膜防护本体包括第一气膜防护本体、第二气膜防护本体和第三气膜防护本体，所述第一气膜防护本体设置在所述飞行器头部的迎风滞止点处，所述第二气膜防护本体和所述第三气膜防护本体对称设置在所述迎风滞止点的两侧。

综上，本申请实施例提供的基于气膜防护的黑障削弱装置，该装置包括气膜防护本体，前端设置气膜防护孔，后端连接雾化管道，该气膜防护本体安装于飞行器头部的迎风滞止点处；气室，该气室的后壁面设置进气孔，进气孔通过供气管连接储气罐，储气罐通过管道连接储液罐，该气室用于缓冲储气罐中的冷却气体，以形成稳定的压力确保亲电化学工质均匀地从雾化喷嘴喷出；雾化管道，该雾化管道贯穿气室的后壁面，并在前端设置雾化喷嘴，后端连接储液罐，储液罐中的亲电化学工质选择为水。基于此，本申请实施例采用气膜冷却工质，并且添加雾化水的方式，对飞行器头部进行降温，同时应用水分子为极性分子所表现出的亲电学化学特性，实现对电离空气中电子的吸附，降低了等离子体化的空气层厚度和密度，从而实现削弱黑障效应的目的，具有低成本，无毒无腐蚀无污染的优点。

附图说明

通过阅读参照以下附图所作的对非限制性实施例所作的详细描述，本申请的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本申请实施例提供的一种基于气膜防护的黑障削弱装置的基本结构示意图；

图2为本申请实施例提供的另一种基于气膜防护的黑障削弱装置的结构示意图。

附图标记：

1-基于气膜防护的黑障削弱装置，11-气膜防护本体，111-气膜防护孔，112-第一气膜防护本体，113-第二气膜防护本体，114-第三气膜防护本体；12-雾化管道，121-雾化喷嘴，122-第二电磁阀；13-气室，131-进气孔，132-储气罐，133-储液罐，134-第一电磁阀，135-第一减压器，136-第二减压器，137-音速喷嘴。

具体实施方式

为了使本技术领域的人员更好地理解本申请方案，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请的说明书和权利要求书及上述附图中的术语“第一”、“第二”、“第三”、“第四”等(如果存在)是用于区别类似的对象，而不必用于描述特定的顺序或先后次序。应该理解这样使用的数据在适当情况下可以互换，以便描述的本申请的实施例能够以除了在这里图示或描述的那些以外的顺序实施。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本申请。

为了便于理解和说明，下面通过图1至图2详细的阐述本申请实施例提供的基于气膜防护的黑障削弱装置。

请参考图1，其为本申请实施例提供的一种基于气膜防护的黑障削弱装置的基本结构示意图。该基于气膜防护的黑障削弱装置1包括：

气膜防护本体11，前端设置气膜防护孔111，后端连接雾化管道12，气膜防护本体11安装于飞行器头部的迎风滞止点处。

气室13，该气室13的后壁面设置进气孔131，进气孔131通过供气管连接储气罐132，储气罐132通过管道连接储液罐133，该气室13用于缓冲储气罐132中的冷却气体，以形成稳定的压力确保亲电化学工质均匀地从雾化喷嘴121喷出。

其中，供气管和储气罐132之间设置有第一电磁阀134和第一减压器135，储气罐132和储液罐133之间设置有第二减压器136，本申请实施例通过设置电磁阀和减压器来调节压力，从而使得流量稳定。

可选地，气室13为密封板和飞行器头部围成的密闭空间。

可选地，供气管中设置音速喷嘴137，用于控制气体流量。需要说明的是，该音速喷嘴137是个渐缩渐放的通道，当气流经过渐缩段时，速度增加，同时压力降低，而在最小截面处形成音速达到临界气流；之后，经渐扩段将速度动能转化为压力能，使压力得以恢复。

其中，气体流量通过下式计算得到：

式(1)中，qm表示气体流量；a表示雾化喷嘴的喉部面积；p0表示滞止压力；t0表示滞止温度；c表示雾化喷嘴流量系数，其值等于实际流量和同样状态下的等熵流动流量的比值，而c*的值根据式(2)计算得到，即

式(2)中，r表示比热比，r表示气体常数。

雾化管道12，该雾化管道12贯穿气室13的后壁面，并在前端设置雾化喷嘴121，后端通过第二电磁阀122连接储液罐133，储液罐133中的亲电化学工质选择为水。其中，第二电磁阀122用于供水的开启和闭合，保证了飞行时气膜冷却的供水作用。本申请实施例基于气膜冷却的方法实现开窗，通过雾化管道12的作用形成虚拟头锥，从而等效延长了飞行器头部的尖锥长度，避免了物理上对飞行器头部进行尖锥设计所导致的头部热流比较大，烧蚀严重的后果。同时，本申请实施例应用水分子为极性分子所表现出的亲电学化学特性，实现对电离空气中电子的吸附，降低了等离子体化的空气层厚度和密度，从而实现削弱黑障效应的目的，具有低成本，无毒无腐蚀无污染的优点。

可选地，气膜防护孔111的直径为5～8mm，或者，气膜防护孔111的直径为飞行器头部曲率半径的1/10。

可选地，气膜防护本体11的开孔深度为20mm，或者根据飞行器头部的壁厚决定。

需要说明的是，本申请实施例中雾化喷嘴121安装在气膜防护孔111的中心，其喷出的液体工质选择为水，工质被气流雾化带走。随着气流外喷，一方面起到降温的作用，另一方面气化的水分子为极性分子，具有亲电化学性质，可以减少等离子化的空气层厚度及密度，从而削弱黑障效应。

其中，供水流量通过下式(3)计算得到：

式(3)中，l表示供水流量，μ表示流量系数，a表示雾化喷嘴的喉部面积，p表示供水压力，ρ表示冷却水的密度。

总而言之，本申请实施例一方面应用气膜来改变飞行器头部的拓扑结构，实现尖锥构型“开窗”，具体是气膜形成虚拟头锥，使得飞行器头部的几何曲率变大；另一方面采用气膜冷却工质，并在工质中添加极性亲电化学物质，比如雾化水，从而起到降温以及减少等离子化的空气层厚度及密度的作用，由此削弱黑障效应。另外，本申请实施例中基于气膜防护的黑障削弱装置不仅能够削弱黑障效应，还具有突破热障的作用，采用气膜冷却的方式大大减弱了飞行器头部滞止点的热流，避免了尖锥驻点温度高而烧蚀严重，起到了保护飞行器头部的作用，保证了飞行器的安全。

可选地，如图2所示，其为本申请实施例提供的另一种基于气膜防护的黑障削弱装置的结构示意图。与图1所示的基于气膜防护的黑障削弱装置不同的是，本申请实施例气膜防护本体11包括第一气膜防护本体112、第二气膜防护本体113和第三气膜防护本体114，其中第一气膜防护本体112设置在飞行器头部的迎风滞止点处，第二气膜防护本体113和第三气膜防护本体114对称设置在迎风滞止点的两侧。

相对应的，第一气膜防护本体112的后端连接第一雾化管道、第二气膜防护本体113的后端连接第二雾化管道、以及第三气膜防护本体114的后端连接第三雾化管道。本申请实施例通过设置多个气膜防护本体和雾化管道，能够实现对冷却水进行分流的效果，同时还能够迅速地对飞行器头部进行降温，避免了飞行器头部热流比较大，烧蚀严重的后果。

为了更好地理解本申请实施例提供的基于气膜防护的黑障削弱装置，现以图1所示的基于气膜防护的黑障削弱装置为例进行说明。假设高超声速飞行器的飞行高度为50km，飞行速度为15ma，截取飞行器球头锥部分进行设计。

第一步、根据球头锥的球头半径和弧度，设计气膜防护孔111的尺寸。本实施例中球头锥曲率半径为50mm，气膜防护孔111直径尺寸可参考设计为5mm，开孔深度取飞行器头部的厚度，参考值为20mm。

第二步、确定气膜防护孔111冷却压力。本实施例根据工作工况中飞行高度为50km，飞行速度为15ma，可以得到激波后滞止压力值p0为25.8kpa。根据p0设计射流孔入口处静压p1，一般选择p1为p0的10～20倍，因此静压可设计为0.3mpa～0.5mpa。

第三步、确定冷却水流量。根据自增压的原理，选择冷却水的增压压力值和供气的压力值都为0.5mpa，那么由式(3)得到冷却水流量为0.02l/s，其中雾化喷嘴的喉部直径取1mm。

第四步、根据第二步和第三步计算得到飞行时间内所需的冷却气体和冷却水的质量，并选取相对应的储存罐和配套管路设施。

本申请实施例提供的基于气膜防护的黑障削弱装置，该装置包括气膜防护本体，前端设置气膜防护孔，后端连接雾化管道，该气膜防护本体安装于飞行器头部的迎风滞止点处；气室，该气室的后壁面设置进气孔，进气孔通过供气管连接储气罐，储气罐通过管道连接储液罐，该气室用于缓冲储气罐中的冷却气体，以形成稳定的压力确保亲电化学工质均匀地从雾化喷嘴喷出；雾化管道，该雾化管道贯穿气室的后壁面，并在前端设置雾化喷嘴，后端连接储液罐，储液罐中的亲电化学工质选择为水。基于此，本申请实施例采用气膜冷却工质，并且添加雾化水的方式，对飞行器头部进行降温，同时应用水分子为极性分子所表现出的亲电学化学特性，实现对电离空气中电子的吸附，降低了等离子体化的空气层厚度和密度，从而实现削弱黑障效应的目的，具有低成本，无毒无腐蚀无污染的优点。

以上描述仅为本申请的较佳实施例以及对所运用技术原理的说明。本领域技术人员应当理解，本申请中所涉及的发明范围，并不限于上述技术特征的特定组合而成的技术方案，同时也应涵盖在不脱离所述发明构思的情况下，由上述技术特征或其等同特征进行任意组合而形成的其它技术方案。例如上述特征与本申请中公开的(但不限于)具有类似功能的技术特征进行互相替换而形成的技术方案。