一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针的制作方法

本发明属于飞行器的减阻领域，涉及一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针。

背景技术：

1、当飞行器以声速条件飞行时，来流受到物体壁面的强烈压缩而形成激波，波后压力、温度显著升高，气动力与气动热成为飞行器研制中的两大核心难题。出于热防护的需要，飞行器常常采用具备一定钝度的头部外形设计，钝头体前产生的弓形脱体激波预先加热气流，使波后气流带走部分热量，减少对物体表面的直接加热作用，从而缓和气动热效应。然而弓形脱体激波的形成，同时也将极大增加激波阻力，导致飞行器的整体阻力显著增加。以减阻为目的，过去研究者们曾提出过激波针减阻与逆向喷流减阻方法，旨在通过将弓形激波重构为锥形特征激波，以减小激波强度，缓和激波前后气流参数变化，从而避免气流经过弓形近正激波后的剧烈压增，同时诱导局部流动分离，减小壁面压力分布，进而在极大程度上减小激波阻力，达到整体减阻的目的。

2、但激波针与逆向喷流两种减阻方法在单独应用时各有难题。对于激波针而言，其杆端头部存在易烧蚀的问题；而逆向喷流技术，其单独使用时，在耗气量、能量消耗和减阻控制效果等方面都会遇到困难。

技术实现思路

1、本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，使弹体头部壁面压力降低，从而减小全弹激波阻力，达到整体减阻的目的；环形喷口节省高压气体消耗量，在保证减阻效果的同时减少能量消耗，为飞行器内部节省空间。

2、本发明解决技术的方案是：

3、一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，包括内柱和外框；其中，内柱为柱体结构；内柱轴向水平安装在外部飞行器的头端；外框为筒状结构；外框轴向水平安装在外部飞行器的头端；外框套装在内柱的外壁，且内柱和外框同轴设置；内柱和外框的轴向长度相同。

4、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，外部飞行器头端为钝头体结构，设定外部飞行器头端的钝化半径为r；设内柱和外框的轴向长度均为l，则l＝7r-8r。

5、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，设定外框的直径为d，则外框的轴向长度l与外框直径d的比值l/d为10-20。

6、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，所述外框的壁厚大于2mm。

7、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，所述内柱的直径为外框直径的

8、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，内柱的周向外壁与外框的周向内壁围成环形喷流孔。

9、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，设定来流总压为p0∞；设定环形喷流孔的喷流总压为p0j；p0j与p0∞的比值范围为0.2-0.4。

10、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，环形喷流孔的喷流总温为300-900k。

11、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，在外部飞行器的头端设置激波针，实现减阻设计。

12、在上述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，通过环形喷流孔喷出逆向喷流，实现对激波针提供了气流保护罩，实现防止激波针头端的烧蚀，同时通过设置环形喷流孔减少能量消耗。

13、本发明与现有技术相比的有益效果是：

14、(1)本发明的减阻效果明显，为飞行器的减阻设计提供参考思路；

15、(2)本发明激波针顶端喷出的逆向喷流为激波针结构提供了“保护罩”，可避免激波针杆端头部烧蚀问题；

16、(3)本发明环形喷口节省了高压气体消耗量，在保证减阻效果的同时减少能量消耗，为飞行器内部节省空间。

技术特征：

1.一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：包括内柱(1)和外框(2)；其中，内柱(1)为柱体结构；内柱(1)轴向水平安装在外部飞行器的头端；外框(2)为筒状结构；外框(2)轴向水平安装在外部飞行器的头端；外框(2)套装在内柱(1)的外壁，且内柱(1)和外框(2)同轴设置；内柱(1)和外框(2)的轴向长度相同。

2.根据权利要求1所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：外部飞行器头端为钝头体结构，设定外部飞行器头端的钝化半径为r；设内柱(1)和外框(2)的轴向长度均为l，则l＝7r-8r。

3.根据权利要求2所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：设定外框(2)的直径为d，则外框(2)的轴向长度l与外框(2)直径d的比值l/d为10-20。

4.根据权利要求3所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：所述外框(2)的壁厚大于2mm。

5.根据权利要求3所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：所述内柱(1)的直径为外框(2)直径的

6.根据权利要求1所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：内柱(1)的周向外壁与外框(2)的周向内壁围成环形喷流孔。

7.根据权利要求6所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：设定来流总压为p0∞；设定环形喷流孔的喷流总压为p0j；p0j与p0∞的比值范围为0.2-0.4。

8.根据权利要求6所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：环形喷流孔的喷流总温为300-900k。

9.根据权利要求6所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：在外部飞行器的头端设置激波针，实现减阻设计。

10.根据权利要求9所述的一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，其特征在于：通过环形喷流孔喷出逆向喷流，实现对激波针提供了气流保护罩，实现防止激波针头端的烧蚀，同时通过设置环形喷流孔减少能量消耗。

技术总结
本发明涉及一种飞行器环形逆向复合喷流减阻激波针，属于飞行器的减阻领域；包括内柱和外框；其中，内柱为柱体结构；内柱轴向水平安装在外部飞行器的头端；外框为筒状结构；外框轴向水平安装在外部飞行器的头端；外框套装在内柱的外壁，且内柱和外框同轴设置；内柱和外框的轴向长度相同；本发明使弹体头部壁面压力降低，从而减小全弹激波阻力，达到整体减阻的目的；环形喷口节省高压气体消耗量，在保证减阻效果的同时减少能量消耗，为飞行器内部节省空间。

技术研发人员：刘思佳,冯峰,闫溟
受保护的技术使用者：中国航天科技创新研究院
技术研发日：
技术公布日：2024/3/17