一种高超声速飞行器前缘热防护方法与流程

本发明属飞行器降热减阻技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。

背景技术：

对于高马赫数临近空间复杂外形高超声速飞行器来说，高升阻比外形和吸气式发动机工作需求使得弹体/保护罩前缘半径不能很大，前缘区域承受了严酷的气动加热，同时高焓离解来流还会与热防护材料发生复杂的非线性耦合作用，对前缘区域热防护结构的耐温性、抗氧化烧蚀、可靠性等提出了极为苛刻的要求。目前常用的热防护材料难以保证前缘区域不被大量烧蚀，单靠热防护材料硬抗的手段不能确保热防护方案的可行性，前缘区域热防护方案的降热优化设计成为飞行器研制的瓶颈问题。

对于飞行马赫数超过15的长时间临近空间高超声速飞行器来说，其前缘区域温度可能超过3000℃，单靠目前常用的c/sic、抗氧化c/c以及超高温陶瓷等热防护材料硬抗的手段难以保证前缘区域不被大量烧蚀，而采用气膜/发汗冷却等主动热防护方式会带来额外的气源和控制设备，技术路线还不成熟。因而如何在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案的可行性具有很大的技术难度，需要有针对性的发展新型一体式降热减阻技术。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种高超声速飞行器前缘热防护方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

根据本发明的一方面，提供一种气动支杆，包括支杆主体和固定装置，所述的支杆主体为棒状，一端通过固定装置固定于飞行器最前端，一端为游离端，所述的气动支杆的长度和形状根据飞行器前体外形、总体性能指标、峰值干扰热流以及飞行轨迹参数优化设计获得。

进一步的，所述的气动支杆的长度大于全飞行轨迹时间内完全烧蚀材料的厚度。

进一步的，所述的气动支杆要与飞行器前体区域光滑连接过渡。

根据本发明的第二方面，提供一种高超声速飞行器前缘热防护方法，实现步骤如下：

设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；

设计飞行器的疏导式热防护结构；

根据气动支杆对前缘入射激波影响，分析前缘入射激波对峰值干扰热流的影响，获得影响峰值干扰热流的关键性参数；

通过获得的关键性参数对飞行器前缘区域的局部外形优化来尽量减小飞行器表面的峰值干扰热流；

将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证，若验证的结果符合设计的要求，则完成飞行器前缘区域的设计，若验证的结果不符合设计的要求，则根据影响峰值干扰热流的关键性参数进行调整，直到验证的结果符合设计要求；

对优化过的飞行器前缘区域的局部外形完成疏导式热防护结构的设计，并通过选取不同的材料的热疏导方案进行对比，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；

对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验，对疏导式热防护结构的降温性能、抗氧化性能、热疏导和抗氧化材料之间的热匹配性等进行验证；

根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成，若热考核试验的结果符合要求，则完成疏导式热防护结构的设计，若热考核试验的结果不符合要求，则返回对气动支杆或疏导式热防护结构进行调整，直到满足热考核试验的要求。

进一步的，所述的疏导式热防护结构为高导热材料表面包覆抗氧化材料。

进一步的，所述的影响峰值干扰热流的关键性参数为：气动支杆前缘入射激波角、飞行器前体干扰部位的物面倾角以及曲率半径。飞行器前体干扰部位物面与入射激波越平行，峰值干扰热流越小；飞行器前体干扰部位的曲率半径越大，峰值干热流越小。

本发明与现有技术相比的有益效果：

本发明通过将气动支杆和疏导式热防护方案的选择和组合，可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1示出了根据本发明实施例提供的流程示意图；

图2示出了根据本发明实施例提供的飞行器前缘增加气动支杆及干扰流场示意图；

图3示出了根据本发明实施例提供的一种热疏导方案结构示意图；

图4示出了根据本发明实施例提供的一种热疏导方案降温效果示意图。

附图中的标记如下：

1、再附激波；2、锥形激波；3、剪切层；4、弓形激波；5、抗氧化c/c；6、高导热c/c。

具体实施方式

需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。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。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

根据本发明实施例提供一种气动支杆，包括支杆主体和固定装置，支杆主体为棒状，一端通过固定装置固定于飞行器最前端，另一端为游离端，在一个实施例中，游离端的顶端为圆弧状，减小飞行器的阻力；气动支杆的长度和形状根据飞行器前体外形、总体性能指标、峰值干扰热流以及飞行轨迹参数优化设计获得。

进一步的在一个实施例中，气动支杆的长度大于全飞行轨迹时间内烧蚀材料的厚度，保证飞行器在飞行结束后其飞行器主体外形完整。

进一步的在一个实施例中，气动支杆要与飞行器前体区域光滑连接过渡，保证飞行器的总体升阻比性能达到指标要求。

在一个实施例中，在全飞行轨迹范围内，气动支杆给飞行器本体带来的峰值干扰热流要尽量小，以满足飞行器本体的结构热防护需求。

根据本发明的第二个实施例，提供一种高超声速飞行器前缘热防护方法，实现步骤如下：

步骤一，设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端，气动支杆的长度和形状根据飞行器前体外形、总体性能指标、峰值干扰热流以及飞行轨迹参数优化设计获得；

气动支杆的长度大于全飞行轨迹时间内烧蚀材料的厚度，保证飞行器在飞行结束后其飞行器主体外形完整；

气动支杆要与飞行器前体区域光滑连接过渡，保证飞行器的总体升阻比性能达到指标要求；

在全飞行轨迹范围内，气动支杆给飞行器本体带来的峰值干扰热流要尽量小，以满足飞行器本体的结构热防护需求。

步骤二，设计飞行器的疏导式热防护结构，根据气动支杆表面热流分布极其不均匀的特征，采用能量管理的概念对防热层内部热量的流向进行科学管理，使高温区的热量快速传递到低温区，有效降低前缘区域温度和温度梯度，减小气动支杆的烧蚀后退量及热应力，在实现气动支杆烧蚀可控的同时不会带来严重的气动干扰。

在一个实施例中，采用高导热材料来开展疏导式热防护方案设计，由于材料的热导率和抗氧化性能难以兼顾，需要在高导热材料表面包覆一层抗氧化材料来提高烧蚀性能。在一个具体的实施例中，根据不同材料的导热性能、抗氧化性能以及相互之间的匹配性，采用高导c/c材料来作为疏导材料，并在材料表面制备一层抗氧化c/c材料，在降低气动支杆前缘温度的同时提高抗氧化性能，其结构示意图见图3。图4给出了热疏导方案降温效果示意图，其中热疏导方案可以将气动支杆前缘驻点温度降低300℃以上；

步骤三，根据气动支杆对前缘入射激波影响，分析前缘入射激波对峰值干扰热流的影响，获得影响峰值干扰热流的关键性参数；

在一个实施例中，基于数值模拟方法对气动支杆前缘入射激波干扰对飞行器表面峰值干扰热环境的影响规律进行详细的研究，获得影响峰值干扰热流的关键性参数，包括气动支杆前缘入射激波角、飞行器前体干扰部位的物面倾角和曲率半径，飞行器前体干扰部位物面与入射激波越平行，峰值干扰热流越小；飞行器前体干扰部位的曲率半径越大，峰值干热流越小。

步骤四，通过获得的关键性参数对飞行器前缘区域的局部外形优化来尽量减小飞行器表面的峰值干扰热流；

通过飞行器前缘区域的局部外形优化来尽量减小飞行器表面的峰值干扰热流，以确保达到最优的降热减阻效果。

步骤五，将获得的飞行器前缘区域经过激波风洞测热试验验证，若验证的结果符合设计的要求，则完成飞行器前缘区域的设计，若验证的结果不符合设计的要求，则依据步骤三中的关键性参数进行调整，直到验证的结果符合设计要求；

步骤六，对优化过的飞行器前缘区域的局部外形进行疏导式热防护结构的设计，并通过选取不同的材料的热疏导方案进行对比，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；

步骤七，对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验，对疏导式热防护结构的降温性能、抗氧化性能、热疏导和抗氧化材料之间的热匹配性等进行验证；

步骤八，根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成，若热考核试验的结果符合要求，则完成疏导式热防护结构的设计，若热考核试验的结果不符合要求，则返回对气动支杆或疏导式热防护结构进行调整，直到满足热考核试验的要求。在一个实施例中，如果气动支杆没有通过热考核试验，需要针对热疏导热防护结构进行调整，综合考虑热疏导方案的降温效果和抗氧化性能，通过调整抗氧化材料的厚度等参数来提高整体的抗烧蚀性能；如果飞行器本体的激波干扰区材料没有通过热考核试验，则需要继续优化气动支杆的外形及几何尺寸，进一步减小飞行器本体的峰值干扰热环境。

综上，本发明的一种高超声速飞行器前缘热防护方法相对与现有技术至少具备以下优点：本发明通过将气动支杆和疏导式热防护方案的选择和组合，可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。

以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

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