表面结构及贴附有该表面结构的高超声速飞行器的制作方法

1.本发明涉及高超声速飞行器领域，尤其涉及到一种表面结构及贴附有该表面结构的高超声速飞行器。


背景技术：

2.高超声速飞行器高速飞行时，对于高超声速边界层，转捩的发生会使得湍流边界层的壁面摩擦系数和传热系数急剧增加，进而对高超声速飞行器的防热、降热和减阻等能力提出了更高的要求。
3.研究表明，全层流与全湍流的热防护系统的重量可相差4倍左右，全层流的总阻力将比全湍流状态降低30%左右，而有效载荷是全湍流的2倍。由此可见，精确控制边界层转捩对高超声速飞行器防热、降热和减阻有非常重要的意义。因此，如何实现高超声速飞行器表面结构的延迟转捩，以提高高超声速飞行器防热、降热和减阻的能力，是一个亟需解决的技术问题。
4.上述内容仅用于辅助理解本发明的技术方案，并不代表承认上述内容是现有技术。


技术实现要素：

5.本发明的主要目的在于提供一种表面结构及贴附有该表面结构的高超声速飞行器，旨在解决目前高超声速飞行器表面结构的防热、降热和减阻效果不佳的技术问题。
6.为实现上述目的，本发明提供一种表面结构，用于高超声速飞行器，所述高超声速飞行器在高超声速飞行时产生第二模态波，所述表面结构包括：基板，所述基板包括相对设置的第一面和第二面，所述第一面贴附于所述高超声速飞行器的表面，所述第二面设有微腔；其中，所述基板台上的任一边缘处设有凸起部，所述凸起部设置有斜向的弧面，且相邻所述基板台上凸起部的弧面呈对称设置，所述凸起部在高超声速飞行时生成所述第二模态波的反射波；烧蚀材料，所述烧蚀材料填充于所述微腔内，所述烧蚀材料在烧蚀时吸收所述第二模态波在所述微腔产生的热量；其中，所述烧蚀材料采用重气体烧蚀材料，所述烧蚀材料在烧蚀时生成重气体，以吸收第二模态波的能量。
7.本发明中，通过在基板上设置微腔，并利用微腔处的凸起部以及微腔内的重气体烧蚀材料，能够抵消第二模态波对高超声速飞行器的影响。
8.可选的，所述弧面的轮廓参数表达式为：其中，y为弧面的轮廓的纵向位置，x为弧面的轮廓的横向位置，a为第一高度预设值，b为第二高度预设值，c为第三高度预设值，a为第一曲率预设值，b为第二曲率预设值。
9.本发明中，通过基板台上的凸起以及凸起的弧面能够在弧面的前后范围产生定量的回流，与高速流能产生温差，加强第二模态波的热传导作用。
10.可选的，所述微腔为矩形微槽，所述矩形微槽的宽度为0.1mm~1.0mm，深度不小于0.5mm。
11.可选的，所述矩形微槽的长边设置为与高超声速飞行器进行高超声速飞行时的气流的来流方向垂直。
12.本发明中，矩形微槽的长边设置为与高超声速飞行器进行高超声速飞行时的气流的来流方向垂直，便于凸起部产生定量的回流。
13.可选的，所述微腔为圆形微孔隙，所述圆形微孔隙的等效直径为0.1mm~1.0mm，深度不小于0.5mm。
14.可选的，所述重气体为co2，所述重气体烧蚀材料包括碳基烧蚀材料和/或氮基烧蚀材料。
15.本发明中，碳基烧蚀材料和/或氮基烧蚀材料的设置，一方面能够实现产生重气体以抑制第一模态的不稳定，另一方面同时能够带走飞行器表面的热量。
16.此外，为了实现上述目的，本发明还提供一种高超声速飞行器，所述高超声速飞行器的表面贴附有如上所述的表面结构。
17.本发明实施例提出的一种表面结构及贴附有该表面结构的高超声速飞行器。该表面结构通过在基板上设置用于填充烧蚀材料的微腔，并在相邻两个微腔之间的基板台设置用于生成第二模态波的反射波以及低速回流的凸起部，用以对高超声速飞行器进行高超声速飞行时产生的第二模态波的入射波进行抵消，同时传导第二模态波产生的能量，以及在烧蚀材料进行烧蚀时对第二模态波产生的热量进行吸收，能够实现高超声速飞行器表面结构的延迟转捩，提高高超声速飞行器防热、降热和减阻的能力。
附图说明
18.图1为本发明表面结构第一实施例的其一结构示意图；图2为本发明表面结构第一实施例的其二结构示意图；图3为本发明表面结构第一实施例的其三结构示意图；图4为本发明表面结构第二实施例的结构示意图。
19.附图标号说明：100-基板；200-微腔；201-第一微腔；202-第二微腔；300-烧蚀材料。
20.本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。
具体实施方式
21.应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
22.本发明实施例提供了一种表面结构，参照图1，图1为本发明表面结构第一实施例的结构示意图。
23.在本实施例中，表面结构包括基板100和烧蚀材料300。其中，基板100包括相对设置的第一面和第二面，第一面贴附于高超声速飞行器的表面，第二面设有微腔200，微腔200填充烧蚀材料300，烧蚀材料300在烧蚀时吸收第二模态波在微腔200产生的热量。
24.容易理解的，在本领域中，对于高超声速边界层，转捩的发生会使得湍流边界层的壁面摩擦系数和传热系数急剧增加，是层流边界层的3-5倍。研究表明，全层流与全湍流的
热防护系统的重量可相差4倍左右，全层流的总阻力将比全湍流状态降低30%左右，而有效载荷是全湍流的2倍，因此，控制转捩延迟能够对高超声速飞行器降热、减阻和降噪有比较明显的作用。
25.为了实现高超声速边界层的转捩控制，可在基板100的第二面设置微腔200，利用相邻两个微腔200之间的基板100形成基板台，并在基板台上的任一边缘处设有凸起部，且在凸起部设置一斜向的弧面，相邻基板台上凸起部的弧面呈对称设置，以使每个微腔200的两侧的基板台设置的凸起部以及凸起部上的弧面镜像对称。
26.如图2所示，第一微腔201两侧的凸起部以及凸起部的弧面设置在靠近该第一微腔201对应的基板台的边缘处，第二微腔202两侧的凸起部以及凸起部的弧面设置在该远离该第二微腔202对应的基板台的边缘处，依次类推设置。
27.容易理解的，在高超声速飞行器飞行时，高速气流中的具有“声学”性质扰动（如第二模态波）进入微腔200内会引起内部空气的剧烈运动，同时与腔体壁面发生摩擦，在粘性耗散作用下，声扰动的部分机械能转化为热能。另外，多孔壁面会在流场中产生弱压缩和膨胀区。流动中的声学扰动经过存在的压缩和膨胀区的流场时，由于不可逆的热传导效应，声扰动在传播过程部分机械能也会转化为热能。因此，在粘性耗散和热传导的共同作用下，第二模态波的机械能转化为热能，第二模态不稳定波受到抑制，进而可以延迟边界层转捩。
28.进一步的，基板台上的凸起以及凸起的弧面能够在高超声速飞行器高超声速飞行时，对产生的第二模态波生成对应的第二模态波反射波，以使第二模态波反射波与第二模态波入射波进行抵消，从而抑制第二模态波对高超声速的影响。
29.同时，利用基板台上的凸起以及凸起的弧面能够在弧面的前后范围产生定量的回流，该回流属于低速流动，内部剪切较弱，与高速流能产生温差，加强第二模态波的热传导作用，进一步抑制第二模态波对高超声速的影响。
30.容易理解的，为了满足凸起以及凸起的弧面生成对应第二模态波反射波以及低速流动，以对第二模态波入射波进行抵消或热传导，需要对微腔200、凸起的尺寸进行优化设计。
31.对于微腔200，可将微腔200设置为规则或非规则分布的矩形微槽，如图3所示，矩形微槽的宽度为0.1mm~1.0mm，深度不小于0.5mm，且矩形微槽的长边设置为与高超声速飞行器进行高超声速飞行时的气流的来流方向垂直；可将微腔200设置为规则或非规则分布的圆形微孔隙，如图1所示，圆形微孔隙的等效直径为0.1mm~1.0mm，深度不小于0.5mm。
32.对于凸起，凸起的弧面的轮廓参数表达式为：其中，y为弧面的轮廓的纵向位置，x为弧面的轮廓的横向位置，a为第一高度预设值，b为第二高度预设值，c为第三高度预设值，a为第一曲率预设值，b为第二曲率预设值。
33.优选的，第一高度预设值优选为0.01~0.05，第二高度预设值优选为0.01~0.03，第三高度预设值优选为0.01~0.05，第一曲率预设值优选为36.36，第二曲率预设值优选为36.36。
34.在本实施例中，提供一种表面结构，通过在基板100上设置微腔200，并在相邻两个微腔200之间的基板台设置用于生成第二模态波的反射波以及低速回流的凸起部，用以对高超声速飞行器进行高超声速飞行时产生的第二模态波的入射波进行抵消，同时传导第二
模态波产生的能量，能够实现高超声速飞行器表面结构的延迟转捩，提高高超声速飞行器防热、降热和减阻的能力。
35.参照图4，图4为本发明表面结构第二实施例的结构示意图，基于如图1-3所示的第一实施例，提供了一种表面结构的第二实施例。
36.在本实施例中，烧蚀材料300采用重气体烧蚀材料300，所述烧蚀材料300在烧蚀时生成重气体，以吸收第二模态波的能量。其中，重气体为co2，重气体烧蚀材料300包括碳基烧蚀材料300和/或氮基烧蚀材料300。
37.容易理解的，虽然多孔表面的表面结构能够有效抑制第二模态转捩，使流场层流化进而实现减阻的目的，但是会使得第一模态不稳定，为了在对第二模态进行转捩控制的同时，抑制第一模态的不稳定，可利用碳基烧蚀材料300和/或氮基烧蚀材料300作为填充在微腔200的烧蚀材料300。
38.需要说明的是，在碳基烧蚀材料300和/或氮基烧蚀材料300烧蚀时，产生重气体co2，在高温/高焓条件下，随着重气体co2浓度的增加，co2分子的振动与离解能够吸收掉大部分的第二模态频率附近的能量，从而达到抑制转捩的目的，所以当边界层温度大于co2振动能激发温度时，控制效果较好；同时，采用重气体技术也能抑制第一模态的不稳定。
39.另外，高超声速飞行器高速飞行时，前端面临高热流环境，如以马赫数6飞行时，驻点温度可达1500℃左右。当飞行速度更高时，壁面热流温度可达上万度。因此，为了保护飞行器对于高超声速飞行器表面都覆盖有高密度的防热烧蚀材料300。这种材料在热流作用下能发生分解、熔化、蒸发、升华、侵蚀等物理和化学变化，能通过材料表面的质量消耗，带走飞行器表面大量的热，以达到阻止高速热流传入飞行器内部，从而达到防热和降热的目的。
40.本领域人员可以知道，烧蚀是高超声速飞行器高速飞行时在热流作用下，由热化学和机械过程引起的固体表面的质量迁移(材料消耗)现象。烧蚀材料300按烧蚀机理可分为升华型、熔化型和碳化型三钟。
41.在本实施例中，为了实现烧蚀材料300实现产生重气体以抑制第一模态的不稳定，同时能够带走飞行器表面的热量，可采用如聚四氟乙烯 (泰氟隆)、石墨、碳-碳复合材料等升华型烧蚀材料300，这类碳基型烧蚀材料300升华后都能产生重气体co2。
42.在本实施例中，提供了一种表面结构，利用在基板100开设的微腔200内填充烧蚀材料300，烧蚀材料300烧蚀时产生重气体co2，以实现对微腔200导致的第一模态不稳定现象的抑制，同时通过烧蚀材料300的烧蚀过程为表面结构带走大量的热量，进一步实现高超声速飞行器防热、降热的能力。
43.显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
44.需要说明，本发明实施例中所有方向性指示（诸如上、下、左、右、前、后
……
）仅用于解释在某一特定姿态（如附图所示）下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。
45.另外，各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当人认为这种技术
方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。