专利摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法。首先，根据钝化半径R0，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；当等多边形喷孔的外接圆半径R及多边形内拐角点所在圆的半径与R的比值α确定，同时确定多边形的数量n，即可确定喷孔等多角形的喷孔形状。本发明在等喷孔面积的基础上，通过控制等多角形的扩张角数及内转角的位置来调整等多角形喷孔的形状，以此方法来控制喷流对流场的影响区域，通过扩大喷孔对流场的影响区域来改善高超声速飞行器的性能，实现最优减阻与防热特性，为飞行器设计提供技术支持。

权利要求

1.一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在于其步骤如下：

首先，确定喷孔面积S；

根据钝化半径R₀，选择喷口面积S；

其次，确定等多角形的角个数n；

在等喷口面积的前提下，随着n的增加，喷流的影响域先增加后逐渐减小，因此存在最优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最优喷角个数能够通过穷举法或优化方法来确定；在此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求基础上，采用多学科设计优化方法，选择合适的角数n，能够提高喷流的减阻性能，其中n必须满足：n>2且为整数；

第三步，确定R与r的值；

由等多角形喷孔面积公式 可知，当喷口面积S和角数n确定后，喷孔外缘的位置R与内转角定点所在圆的半径r成反比关系，R决定了等多角形所能触及的最远值，r决定了内拐角点所能容忍的最小值，但R必须小于R₀，且0<r<R，建议R<0.5R；根据α＝r/R关系可知，确定了α即可确定R与r，α的取值区间为[0.2,0.8]；

其中：R为等多角形喷孔方案的外接圆其半径，r为等多角形喷孔内折点所在圆的半径，θ为相邻两喷角的夹角，θ＝2π/n，其中，n为喷孔的角数，α＝r/R；

第四步，确定R与r值之后，生成等n角形的喷孔形状；

得到S、n及α后，根据相关关系式即α＝r/R以及等多角形喷孔面积公式 求得R与r，在三维造型软件中确定喷口的具体形状，然后在钝头体前缘生成反向喷流方案，最终得到等多角形的反向喷流方案外形。

2.根据权利要求1所述的高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在于，喷口面积S满足：0.01×π×R₀²<S<0.25×π×R₀²。

3.根据权利要求2所述的高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在于，等多角形的角个数n不大于20。

4.根据权利要求2或3所述的高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在于，三维造型软件有Solidworks、Catia或ProE。

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器的减阻防热方案设计，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，所针对的对象为高超声速飞行器的钝头前体。种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法

背景技术

随着航空航天技术的发展，更快的飞行速度、更远的飞行距离、更高的飞行高度、更大的飞行领域已经成为航空航天科技工作者不断追求的目标。高超声速飞行器在飞行过程中，会受到极大的阻力，而主要阻力来自波阻，如何有效地减小阻力一直以来是众多研究学者所关注的问题。

当高超声速飞行器以极高速度进入大气层时，减阻及热防护对其来说尤为重要。此类飞行器包括高超声速导弹、再入飞行器和高超声速飞机。当飞行器以高超声速飞行时，波阻将占总阻力的50％以上，同时随着飞行马赫数的增加，波阻将急剧增加，因此，减阻主要集中在波阻的降低。同时，最大热流值通常出现在飞行器前端的驻点处，因此应该将研究重点放在前端驻点处的构型设计上。对于这类高超声速飞行器而言，有效地减阻与防热是一项关键技术。

近年来，研究者已经提出了诸如浓缩沿驻点线的能量沉积、钝头体头部的可伸缩顶针以及在驻点区域的反向喷流等技术来减阻和降低飞行器表面的热流分布，并且，根据方案是否可控来将其区分为主动与被动方案。其中在钝头体顶端安装可伸缩顶针的方案属于被动减阻方案，此种方案用来降低激波强度。而沿驻点线的反向喷流和能量沉积方案属于主动控制方案。由于工程应用方面的技术难度提升，能量沉积方案的研究只是停留在方案与理论研究层面。而反向喷流作为减热防阻方案之一，已经吸引越来越多的研究学者开展研究，主要工作只是集中在圆形喷孔的反向喷流设计研究。但其设计方案的减阻防热效果一般，并不能显著提高高超声速飞行器的减阻防热性能。

发明内容

为了改善圆形喷孔不能显著改善其减阻防热特性的缺陷，本发明提出了一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，能够很好地解决其不足，实现其能高效减阻防热的目的。

本发明涉及高超声速飞行器的减阻防热方案设计，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法，具体如下：

一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其步骤如下：

首先，确定喷孔面积S；

根据钝化半径R₀，选择喷口面积S，喷口面积S满足：0.01×π×R₀²<S<0.25×π×R₀²；

其次，确定多角形的角个数n；

当飞行器以高超声速飞行时，波阻将占总阻力的50％以上，同时随着飞行马赫数的增加，波阻将急剧增加，因此，减阻主要集中在波阻的降低。反向喷流能够改变原有弓形激波的流场，使弓形激波转变成分离激波，从而实现减阻目的，阻力的减小，不仅能够提高飞行器的升阻比，而且相对情况下能够提高推进效率，节省燃料。当n→∞，喷口形状将变成圆形，对三维流场的影响域减小。因此，在等喷口面积的前提下，随着n的增加，喷流的影响域先增加后逐渐减小，存在最优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最优喷角个数能够通过穷举法(逐个推算直到找出最优喷角个数)或优化方法(按照正交设计表来安排试验次数，然后根据试验得到的结果进行多项式拟合，最后采用遗传算法对多项式在限定区间寻找最优喷角个数)来确定。在此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求基础上，采用多学科设计优化方法(考虑结构、热防护等限制因素的小范围优化，详见文章Wang Z G,Huang W,Yan L.Multidisciplinary design optimization approach and its application to aerospace engineering.Chin.Sci.Bull.,2014,59:5338-5353)，选择合适的角数n，能够提高喷流的减阻性能。其中n必须满足：n>2且为整数，n不大于20。

第三步，确定R与r的值；

由等多角形喷孔面积公式 可知，当喷口面积S和角数n确定后，喷孔外缘的位置R与内转角定点所在圆的半径r成反比关系，R决定了多角形所能触及的最远值，r决定了内拐角点所能容忍的最小值，但R必须小于R₀，且0<r<R，建议R<0.5R；根据α＝r/R关系可知，确定了α即可确定R与r，α的取值区间为[0.2,0.8]。

其中：R为等多角形喷孔方案的外接圆其半径，r为等多角形喷孔内折点所在圆的半径，θ为相邻两喷角的夹角，θ＝2π/n，其中，n为喷孔的角数，α＝r/R。

第四步，确定R与r值之后，生成等n角形的喷孔形状。

得到S、n及α后，根据相关关系式即α＝r/R以及等多角形喷孔面积公式 求得R与r，，在三维造型软件(Solidworks、Catia或ProE等)中确定喷口的具体形状，然后在钝头体前缘生成反向喷流方案。最终，得到等多角形的反向喷流方案外形。

本发明中：r值不能太小，R理论上不能超过钝头体的半径，但实际情况R值不易过大，且r<R<0.5R₀。本发明可以控制等多角形角的数量及等多角形的大小来控制对高超声速飞行器前体流场特性的影响，进而来实现对减阻防热的控制。

众所周知，在等面积外形中，圆所能达到的最外边界最小，因此在三维流场中对流场的影响域也较小，将分离激波所能推出的最远位置也较近，那势必会在钝头体附近产生较强的激波，进而产生较大的阻力。同时在喷孔附近产生的回流区也较小，对整个流场的影响域较小。采用等多角喷孔方案对于三维流场来说，能够充分利用三维流场之间的相互影响，改变圆形喷孔影响域小的缺点，进一步改善减阻与防热性能，提升其整体性能。

在等喷孔面积的基础上，通过控制等多角形的扩张角数及内转角的位置来调整等多角形喷孔的形状，以此方法来控制喷流对流场的影响区域，通过扩大喷孔对流场的影响区域来改善高超声速飞行器的性能，实现最优减阻与防热特性，为飞行器设计提供技术支持。

附图说明

图1为反向喷流原理图。图中1为二次压缩激波，2为回流区，3为射流层，4为马赫盘，5为分离激波，6为接触面，7为喷孔。M_∞为来流马赫数，P_0∞为来流总压，M_j为喷流马赫数，P_0j为喷流总压。

图2为多角形喷注方案。其中O为多角形喷孔的中心，R为正多角形喷孔方案的外接圆其半径，r为多角形喷孔内折点所在圆的半径，θ为相邻两喷角的夹角，θ＝2π/n，其中，n为喷孔的角数，α＝r/R。

图3为本发明中正五角形喷孔示意图。

具体实施方式

在超声速来流中，采用反向喷流的流动方式是很复杂的，如图1所示，其包含二次压缩激波1、回流区2、射流层3、马赫盘4、分离激波5和接触面6，其中7为喷孔。M_∞为来流马赫数，P_0∞为来流总压，M_j为喷流马赫数，P_0j为喷流总压。流场中的马赫盘4平衡了喷流的压力与弓形激波后的来流压力，在马赫盘4的外端形成接触面6，逆向喷流在来流作用下形成回流区域，再附于物面。自由来流在喷流的反向作用下形成弓形激波，而在回流区边界外缘形成二次压缩激波。由于回流区的存在，减少了气动加热，同时驻点处于喷流的回流区内，降低了驻点区附近的气体温度，而再压缩激波远比无喷流情况下的弓形激波要弱，而再附点的壁面处的再附点温度也将远低于无喷流情况下的驻点温度，因此对于气动加热来说起到了很好的防热效果。

根据反向喷流原理可知，喷孔形状对整个飞行器的流场影响至关重要。本发明提出一种不同于常规喷孔的反向喷注方案，即等多边形喷注方案。当等多边形喷孔的外接圆半径R及多边形内拐角点所在圆的半径与R的比值α确定，同时确定多边形的数量n，即可确定喷孔等多角形的喷孔形状。本实施例中其喷孔方案如图2所示，选用等五角形喷孔作为其喷孔方案，生成喷注模型。

本发明设计过程包括以下步骤：

步骤一：确定喷口面积S。

在高超声速飞行器前体钝化后，阻力增加，为了有效减阻，可在钝头体前端采用反向喷流来实现减阻防热。在实际喷口面积选择时，若喷口面积过小，则对三维流场的影响域较小，减阻效果不明显；若喷口面积过大，将增加喷流流动控制的难度，且不适用于工程应用。因此，根据钝化半径R₀，选择合理的喷口面积S，S满足：0.01×π×R₀²<S<0.25×π×R₀²，来控制喷流流量，进而影响流场，使弓形激波转变成前体分离激波，进而实现减阻功能。

步骤二：确定多角形的角数n。

当飞行器以高超声速飞行时，波阻将占总阻力的50％以上，同时随着飞行马赫数的增加，波阻将急剧增加，因此，减阻主要集中在波阻的降低。反向喷流能够改变原有弓形激波的流场，使弓形激波转变成分离激波，从而实现减阻目的，阻力的减小，不仅能够提高飞行器的升阻比，而且相对情况下能够提高推进效率，节省燃料。当n→∞，喷口形状将变成圆形，对三维流场的影响域减小。因此，在等喷口面积的前提下，随着n的增加，喷流的影响域先增加后逐渐减小，存在最优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最优喷角个数可通过穷举法或优化方法来确定。因此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求基础上，采用多学科设计优化方法，选择合适的角数n，能够提高喷流的减阻性能。其中n必须满足：n>2且为整数，建议n不大于20。本实施例中n＝5。

步骤三：确定R和r。

在步骤一与步骤二的基础上，根据喷口面积公式 可知，R与r成反比关系，R决定了多角形所能触及的最远值，r决定了内拐角点所能容忍的最小值，但R必须小于R₀，且0<r<R，建议R<0.5R。

步骤四：确定α。

根据α＝r/R关系可知，确定了α即可确定R与r，合理选择α对喷口形状至关重要，建议α的取值区间为[0.2,0.8]。

步骤五：确定反向喷流外形。

得到S、n及α后，根据相关关系式求得R与r，在三维造型软件(Solidworks、Catia或ProE等)中确定喷口的具体形状，然后在钝头体前缘生成反向喷流方案。最终，得到等多角形的反向喷流方案外形。

本发明实施例根据图1与图2的设计原理，最后选用等五角形喷孔作为其喷注方案，生成喷注模型参见图3。

一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。