专利名称:一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统的制作方法
技术领域：
本发明是一种航天航空工程的高新技术，涉及到一种通过控制高超声速飞行器头部流场结构，降低热环境，减小飞行器气动阻力，形成一套飞行器表面无烧蚀自适应防热和减阻系统。
背景技术：
对于可重返大气层的航天飞机和再入大气层飞行器以及能在大气层中飞行的高超声速飞机、拦截导弹和机动导弹等一类高超声速飞行器，在以高超声速飞行过程中，由于头部弓形激波的作用和摩擦阻力，其周围的空气被气动加热，温度迅速上升到数千甚至上万摄氏度，对飞行器的本身的材料和结构都提出了极高的热防护要求。目前较多采用的几种被动防热结构都不同程度增加了飞行器的重量，同时也使飞行器的表面气动结构复杂化，而这些热防护系统某一局部结构破损就有可能引起灾难性的后果。
发明内容针对高超声速飞行器存在的上述问题，本发明的目的在于提供一种无烧蚀自适应控制系统，进行高超声速飞行器头部防护，降低气动加热和减小飞行阻力。
为实现上述目的，本发明的自适应控制系统是在飞行器的头部设置一个耐热且传热性质良好的支杆和压力容器。该支杆可以重整飞行器头部流场，改变弓形激波为锥形激波，降低由正激波压缩造成的飞行器周围气体加热效应和飞行器激波阻力。设置压力容器内装入一定量受热蒸发的液体，飞行过程中飞行器头部气动加热导致容器内的液体受热蒸发，相变过程吸收大量气动热，提高了汽化后气体的压力，并且气动加热量越大，汽化压力越高。
根据热传导理论，飞行器头部支杆顶端的气动环境更加复杂，气动加热更为严峻。为了保护支杆头部，引导液体蒸发后气体由支杆顶端喷出，冷却支杆头部，维持支杆重整流场的功能。
更进一步地，汽化后的气体喷出后，可以吸收锥形激波波后气流热量，缓解飞行器头部的苛刻热环境。气动加热量越大，喷出气体越多，冷却效果越强，具有正反馈自适应功能。
所述支杆顶端为半球面形，其凹面朝向支杆；在支杆顶端还设置有封口，当该封口受热到达一定温度或所述容器内达到一定压力时，气体物质可由该封口喷出。耐高温压力容器为适于气体流动的半球状或半椭球状；应用冷却液体为水。
综合来讲，本发明通过在飞行器端部设置一个耐热且传热性质良好的支杆和压力容器，并在该容器内装入受热蒸发的液体。在高超声速飞行条件下，支杆可以重整飞行器头部流场，将头部弓形激波变为锥形激波；激波加热的空气以及飞行器与空气摩擦阻力使得容器表面温度迅速上升，压力容器的液体通过吸收热量蒸发，冷却容器器壁；蒸发后的气体从支杆顶端喷出，冷却支杆，维持支杆重整流场的功能；喷出的气体可以降低飞行器周围气体的温度，进一步降低飞行器的表面温度；同时，通过这种外形构造可以大大降低飞行中的激波阻力。
图1为本发明具体应用示意图；图3为图1中D的放大示意图；图2为本发明的飞行器飞行时的状态图。
具体实施方式如图1所示，本发明是在飞行器1的前端设置一耐热且传热性质良好的压力容器2，容器2可以设计为适于气体流动的半球状，也可以是半椭球状等其它适当的形状，只要满足使气体的流动性比较好就可以。在该容器2内装入一定量受热蒸发的液体5，并在该容器2远离飞行器1的端面设置支杆3和支杆顶端挡板4。
在高超声速飞行时，飞行器1周围会形成头部锥形激波8，如图2所示。激波8后的高温气体会对飞行器头部的压力容器2加热，液体5吸收容器壁的热量发生蒸发，并由支杆3顶端喷出，并冷却支杆顶端挡板4，维持支杆3重整流场的功能。喷出的蒸汽9吸收激波8后的空气的热量，进一步降低飞行器1表面的温度。支杆顶端挡板4可以设计为半球面形，其凹面朝向喷嘴3，也可以设计为其它适于气体流动和换热的形状和大小。
为了便于盛放在耐热压力容器2中的液体5在使用前不会从支杆3中流出，可以在该支杆3的端部设置封口7，如图1所示。当该封口7受热到达一定温度或容器2内的液体5蒸发达到一定压力时，在液体5蒸发产生的温度和压力的作用下，蒸汽可由该封口7喷出。封口7可以选择低熔点金属或非金属材料，也可以是塑料膜等能够在一定压力下被蒸汽冲开的材料制成。另外，液体5可以为水，也可以是其它适当的具有受热蒸发性质的液体。
另外，本发明也可以设计为其它类似结构，例如将放置液体的容器设计为飞行器的外壳；或者容器2设计为夹层状半球面形的蒸发器，支杆3与蒸发器的夹层相通，当飞行器1处于飞行状态时，通过泵将容器内的液体供给蒸发器，当达到一定温度或压力后，蒸汽就从支杆3的喷嘴里喷出。
上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制，因此凡是与本发明设计思想相同的实施方式均在本发明的保护范围内。
权利要求
1.一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统，其特征在于，在飞行器的前端设置一耐热且传热性质良好的压力容器，并在飞行器的头部设置支杆，利用支杆重整飞行器头部流场，将弓形激波改变为锥形激波，缓解飞行器头部气动加热并降低激波阻力；支杆顶端设置挡板，液体受热后形成蒸汽由支杆顶端喷出，冷却支杆顶端挡板，保护支杆不被烧毁，维持其重整流场的功能，并能降低飞行器周围气体温度。
2.根据权利要求
1所述的一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统，其特征在于，在该支杆喷嘴的端部还设置有封口，当该封口受热到达一定温度或所述耐高温容器内的液体蒸发达到一定压力时，所述液体蒸发的蒸汽可由该封口喷出。
3.根据权利要求
2所述的一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统，其特征在于，所述反冲挡板为半球面形，或者类似的适于流动和换热的形状。
4.根据权利要求
3所述的一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统，其特征在于，所述容器为适于气体流动的半球状或半椭球状。
5.根据权利要求
4所述的一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统，其特征在于，所述液体为水和气体汽化热值高的液体。
专利摘要
本发明公开了一种高超声速飞行器无烧蚀自适应防热和减阻系统，该系统是在飞行器的前端设置一耐热且传热性质良好的压力容器，在所述容器内装入一定量受热蒸发的液体，并在飞行器的头部设置一个支杆，并在支杆顶端设置支杆顶端挡板。当飞行器以高超声速飞行时，由于所述支杆的作用，可以重整飞行器头部流场，改变流场激波结构。由于激波加热空气和高速飞行时的摩擦阻力作用，飞行器表面温度迅速上升，所述压力容器将吸收热量并传递给所述液体，所述液体受热蒸发达到一定程度后，蒸发后的气体将由所述支杆顶端的封口喷出，冷却支杆顶端挡板，维持支杆重整飞行器头部流场的功能。
文档编号B64G1/22GK1994823SQ200610169683
公开日2007年7月11日 申请日期2006年12月27日
发明者姜宗林, 韩桂来, 李岐 申请人:中国科学院力学研究所导出引文BiBTeX, EndNote, RefMan