一种可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案的制作方法

[0001]
本发明涉及飞行器气动技术领域，尤其涉及一种可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案。


背景技术：

[0002]
高超声速是指马赫数5以上的飞行速度。飞行器飞行速度达到高超声速时，其表面热流在气动加热现象的影响下会达到常规材料难以承受的水平。因此，高超声速飞行器需要在热流密度较高的表面区域使用防热复合材料。使用历史较长的防热复合材料是酚醛树脂类材料，这种材料主要用于导弹、航天飞机和火箭发动机内表面等。酚醛树脂类材料能够在高温的影响下发生裂解产生气体带走大量热量，达到阻止热流破坏飞行器内部设备及飞行器结构的作用。
[0003]
酚醛树脂类材料在裂解过程中会自内而外排出气体，这种气体在飞行器外表面形成了一层气垫。考虑到流线和流面的不可跨越性质，酚醛树脂类材料产生的气垫变相改变了飞行器的气动外形。对于高超声速飞行器而言，气动外形的改变会导致激波角同样产生改变，这种改变可能导致飞行器气动效率偏离设计时的预测水平。这种偏离可能是积极的也可能是消极的。为此需要针对酚醛树脂类材料的特殊性质，提出能够合理利用其对气动性能的影响特性的飞行器气动设计方案。


技术实现要素：

[0004]
有鉴于此，本发明提供了一种可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案，用以提出一种能有效利用酚醛树脂类材料的气垫效果提高飞行器气动效率的飞行器气动设计方案。
[0005]
本发明提供的一种可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案，所述飞行器外壳的下壁面涂覆有酚醛树脂类材料，所述飞行器外壳的上壁面涂覆有遇热不会产生气体的隔热材料。
[0006]
为了避免飞行器外壳的上壁面出现温度过高的问题，在本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案中，所述飞行器外壳的上壁面的物面角θ的范围为0
°
≤θ≤15
°
；所述飞行器外壳的下壁面的物面角的范围为
[0007]
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案中，所述酚醛树脂类材料为高硅氧/酚醛材料、石英/酚醛材料和碳/酚醛材料中的任意一种。
[0008]
在一种可能的实现方式中，在本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案中，所述遇热不会产生气体的隔热材料为抗氧化涂层材料、氧化铝陶瓷材料、碳化物陶瓷材料和硼化物陶瓷材料中的任意一种。
[0009]
本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案，将酚醛树脂类材料布置于对升力有积极作用的表面(即飞行器外壳下壁面)，在对升力有负作用的表面
(即飞行器外壳上壁面)不再布置酚醛树脂类材料，转为使用遇热不会产生气体的其他隔热材料代替，这样，酚醛树脂类材料形成的气垫可以增大飞行器外壳下壁面的激波角，从而增大下壁面的压强，而上壁面不会形成气垫而使压强升高，因此，飞行器上下压强差增大，飞行器总升力提高。并且，下壁面的酚醛树脂类材料所产生的气垫，还可以降低摩擦阻力，使得飞行器整体阻力减小，因此，飞行器整体升阻比提高。本发明在现有高超声速飞行器的基础上，提出一种能有效利用酚醛树脂类材料的气垫效果提高飞行器气动效率的飞行器气动设计方案。
附图说明
[0010]
图1为本发明提供的一种可提高气动效率的高超声速飞行器的流场侧向剖视图；
[0011]
图2为上下壁面全局布置酚醛树脂类材料、气动外形与本发明相同的现有飞行器的流场侧向剖视图；
[0012]
图3为上下壁面全局布置酚醛树脂类材料、传统气动外形的现有飞行器的流场侧向剖视图。
[0013]
附图标记说明：飞行器外壳1；酚醛树脂类材料2；遇热不会产生气体的隔热材料3；气垫4；流动剪切层5；激波6。
具体实施方式
[0014]
下面将结合本发明实施方式中的附图，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整的描述，显然，所描述的实施方式仅仅是作为例示，并非用于限制本发明。
[0015]
本发明提供的一种可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案，如图1所示，飞行器外壳1的下壁面涂覆有酚醛树脂类材料2，飞行器外壳1的上壁面涂覆有遇热不会产生气体的隔热材料3。
[0016]
如图1所示，在高超声速飞行器的飞行过程中，高速气流与飞行器外壳1的表面摩擦生热，飞行器外壳1下壁面的酚醛树脂类材料2遇热裂解，自内而外排出气体。喷出的气体在飞行器外壳1的下壁面形成一层气垫4，气垫4与高速气流形成剪切流动，进而形成流动剪切层5。流动剪切层5边缘的流线具有不可穿越的性质，这样增大了飞行器外壳1下壁面的等效物面角。在来流马赫数不变的超声速流场中，激波角会随着物面角的增大而增大，因此，飞行器外壳1下壁面的激波6的激波角增大。激波角增大意味着激波6的强度变强，波后压强提高，因此，飞行器外壳1下壁面的压强升高。而飞行器外壳1上壁面使用遇热不会产生气体的隔热材料3，飞行器外壳1上壁面不会形成气垫，也就是说，飞行器外壳1上壁面的压强不会出现像下壁面那样的升高现象，因此，飞行器上下压强差增大，飞行器总升力增加。并且，飞行器外壳1下壁面的酚醛树脂类材料所产生的气垫4，还可以降低摩擦阻力，使得飞行器整体阻力减小，因此，飞行器整体升阻比提高。
[0017]
本发明是在现有技术的基础上，从气动设计的角度出发，提出一种新的酚醛树脂类材料布置形式。将酚醛树脂类材料布置于对升力有积极作用的表面(即飞行器外壳下壁面)，在对升力有负作用的表面(即飞行器外壳上壁面)不再布置酚醛树脂类材料，转为使用遇热不会产生气体的其他隔热材料代替。酚醛树脂类材料，具体可以为高硅氧/酚醛材料，即以酚醛为基体、以高硅氧玻璃纤维为增强体形成的复合材料；或者，也可以为石英/酚醛
材料，即以酚醛为基体、以石英纤维为增强体形成的复合材料；或者，还可以为碳/酚醛材料，即以酚醛为基体、以碳纤维为增强体形成的复合材料，在此不做限定。当然，酚醛树脂类材料并非局限于上述三种。遇热不会产生气体的隔热材料，具体可以为抗氧化涂层材料；或者，也可以为氧化铝陶瓷材料；或者，也可以为碳化物陶瓷材料；或者，还可以为硼化物陶瓷材料，在此不做限定。当然，遇热不会产生气体的隔热材料并非局限于上述四种，只要是遇热不会产生气体且具有隔热性能，都可以作为飞行器外壳上壁面的隔热层。
[0018]
在具体实施时，在本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案中，由于飞行器外壳的上壁面使用遇热不会产生气体的隔热材料，其隔热性能比酚醛树脂类材料较差，因此，为了避免飞行器外壳的上壁面出现温度过高的问题，在气动设计时尽量将上述对升力有负作用的表面(即飞行器外壳上壁面)的物面角设计得较小或直接设计为零，且满足飞行器外壳上壁面的物面角小于下壁面的物面角。优选地，可以将飞行器外壳的上壁面的物面角θ控制在0
°
≤θ≤15
°
范围。当然，飞行器外壳的下壁面的物面角也不能过大，优选地，可以将飞行器外壳的下壁面的物面角控制在范围。
[0019]
下面通过一个具体的实施例来对比本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器与现有的两种高超声速飞行器的升阻力。
[0020]
实施例1：
[0021]
如图1所示，飞行器外壳1的下壁面涂覆有酚醛树脂类材料2，飞行器外壳1的上壁面涂覆有遇热不会产生气体的隔热材料3，上壁面的物面角为零，下壁面的物面角不为零。下壁面的酚醛树脂类材料2遇热形成气垫4，气垫4与高速气流形成流动剪切层5，下壁面的等效物面角增大，激波6的激波角随之增大，波后压强提高；而上壁面不会形成气垫，不会出现压强升高的现象，因此，飞行器上下压强差增大，飞行器总升力增加。再者，下壁面形成的气垫4使摩擦阻力降低，从而使飞行器整体升阻比提高。
[0022]
如图2所示，飞行器外壳1的上下壁面均涂覆有酚醛树脂类材料2，上壁面的物面角为零，下壁面的物面角不为零。由于飞行器外壳1的上下壁面均涂覆有酚醛树脂类材料2，因此，飞行器外壳1上壁面的压强受到激波角增大的影响同样也会增大，这样，图2所示的飞行器上下压强差小于图1所示的飞行器上下压强差，也就是说，图2所示的飞行器的升力系数小于图1所示的飞行器的升力系数，图2所示的飞行器的阻力系数大于图1所示的飞行器的阻力系数，因此，图2所示的飞行器整体升阻比低于图1所示的飞行器整体升阻比。
[0023]
如图3所示，飞行器外壳1的上下壁面均涂覆有酚醛树脂类材料2，上下壁面的物面角均不为零。由于飞行器外壳1的上下壁面均涂覆有酚醛树脂类材料2，并且上壁面的物面角相对于图1和图2而言增大，因此，图3所示飞行器外壳1上壁面的激波强度相对于图2会进一步升高，从而导致图3所示飞行器外壳1上壁面的压强相对于图2进一步升高，进而导致图3所示飞行器的上下压强差相对于图2进一步减小，因此，图3所示飞行器的升力系数和气动效率进一步降低。
[0024]
本发明提供的上述可提高气动效率的高超声速飞行器热结构方案，将酚醛树脂类材料布置于对升力有积极作用的表面(即飞行器外壳下壁面)，在对升力有负作用的表面(即飞行器外壳上壁面)不再布置酚醛树脂类材料，转为使用遇热不会产生气体的其他隔热材料代替，这样，酚醛树脂类材料形成的气垫可以增大飞行器外壳下壁面的激波角，从而增大下壁面的压强，而上壁面不会形成气垫而使压强升高，因此，飞行器上下压强差增大，飞
行器总升力提高。并且，下壁面的酚醛树脂类材料所产生的气垫，还可以降低摩擦阻力，使得飞行器整体阻力减小，因此，飞行器整体升阻比提高。本发明在现有高超声速飞行器的基础上，提出一种能有效利用酚醛树脂类材料的气垫效果提高飞行器气动效率的飞行器气动设计方案。
[0025]
显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。

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