專(zhuān)利名稱(chēng)：一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是一種航天航空工程的高新技術(shù)，涉及到一種通過(guò)控制高超聲速飛行器頭部流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，降低熱環(huán)境，減小飛行器氣動(dòng)阻力，形成一套飛行器表面無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)。
背景技術(shù)：
對(duì)于可重返大氣層的航天飛機(jī)和再入大氣層飛行器以及能在大氣層中飛行的高超聲速飛機(jī)、攔截導(dǎo)彈和機(jī)動(dòng)導(dǎo)彈等一類(lèi)高超聲速飛行器，在以高超聲速飛行過(guò)程中，由于頭部弓形激波的作用和摩擦阻力，其周?chē)目諝獗粴鈩?dòng)加熱，溫度迅速上升到數(shù)千甚至上萬(wàn)攝氏度，對(duì)飛行器的本身的材料和結(jié)構(gòu)都提出了極高的熱防護(hù)要求。目前較多采用的幾種被動(dòng)防熱結(jié)構(gòu)都不同程度增加了飛行器的重量，同時(shí)也使飛行器的表面氣動(dòng)結(jié)構(gòu)復(fù)雜化，而這些熱防護(hù)系統(tǒng)某一局部結(jié)構(gòu)破損就有可能引起災(zāi)難性的后果。

發(fā)明內(nèi)容
針對(duì)高超聲速飛行器存在的上述問(wèn)題，本發(fā)明的目的在于提供一種無(wú)燒蝕自適應(yīng)控制系統(tǒng)，進(jìn)行高超聲速飛行器頭部防護(hù)，降低氣動(dòng)加熱和減小飛行阻力。
為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明的自適應(yīng)控制系統(tǒng)是在飛行器的頭部設(shè)置一個(gè)耐熱且傳熱性質(zhì)良好的支桿和壓力容器。該支桿可以重整飛行器頭部流場(chǎng)，改變弓形激波為錐形激波，降低由正激波壓縮造成的飛行器周?chē)鷼怏w加熱效應(yīng)和飛行器激波阻力。設(shè)置壓力容器內(nèi)裝入一定量受熱蒸發(fā)的液體，飛行過(guò)程中飛行器頭部氣動(dòng)加熱導(dǎo)致容器內(nèi)的液體受熱蒸發(fā)，相變過(guò)程吸收大量氣動(dòng)熱，提高了汽化后氣體的壓力，并且氣動(dòng)加熱量越大，汽化壓力越高。
根據(jù)熱傳導(dǎo)理論，飛行器頭部支桿頂端的氣動(dòng)環(huán)境更加復(fù)雜，氣動(dòng)加熱更為嚴(yán)峻。為了保護(hù)支桿頭部，引導(dǎo)液體蒸發(fā)后氣體由支桿頂端噴出，冷卻支桿頭部，維持支桿重整流場(chǎng)的功能。
更進(jìn)一步地，汽化后的氣體噴出后，可以吸收錐形激波波后氣流熱量，緩解飛行器頭部的苛刻熱環(huán)境。氣動(dòng)加熱量越大，噴出氣體越多，冷卻效果越強(qiáng)，具有正反饋?zhàn)赃m應(yīng)功能。
所述支桿頂端為半球面形，其凹面朝向支桿；在支桿頂端還設(shè)置有封口，當(dāng)該封口受熱到達(dá)一定溫度或所述容器內(nèi)達(dá)到一定壓力時(shí)，氣體物質(zhì)可由該封口噴出。耐高溫壓力容器為適于氣體流動(dòng)的半球狀或半橢球狀；應(yīng)用冷卻液體為水。
綜合來(lái)講，本發(fā)明通過(guò)在飛行器端部設(shè)置一個(gè)耐熱且傳熱性質(zhì)良好的支桿和壓力容器，并在該容器內(nèi)裝入受熱蒸發(fā)的液體。在高超聲速飛行條件下，支桿可以重整飛行器頭部流場(chǎng)，將頭部弓形激波變?yōu)殄F形激波；激波加熱的空氣以及飛行器與空氣摩擦阻力使得容器表面溫度迅速上升，壓力容器的液體通過(guò)吸收熱量蒸發(fā)，冷卻容器器壁；蒸發(fā)后的氣體從支桿頂端噴出，冷卻支桿，維持支桿重整流場(chǎng)的功能；噴出的氣體可以降低飛行器周?chē)鷼怏w的溫度，進(jìn)一步降低飛行器的表面溫度；同時(shí)，通過(guò)這種外形構(gòu)造可以大大降低飛行中的激波阻力。


圖1為本發(fā)明具體應(yīng)用示意圖；圖3為圖1中D的放大示意圖；圖2為本發(fā)明的飛行器飛行時(shí)的狀態(tài)圖。
具體實(shí)施例方式
如圖1所示，本發(fā)明是在飛行器1的前端設(shè)置一耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器2，容器2可以設(shè)計(jì)為適于氣體流動(dòng)的半球狀，也可以是半橢球狀等其它適當(dāng)?shù)男螤?，只要滿(mǎn)足使氣體的流動(dòng)性比較好就可以。在該容器2內(nèi)裝入一定量受熱蒸發(fā)的液體5，并在該容器2遠(yuǎn)離飛行器1的端面設(shè)置支桿3和支桿頂端擋板4。
在高超聲速飛行時(shí)，飛行器1周?chē)鷷?huì)形成頭部錐形激波8，如圖2所示。激波8后的高溫氣體會(huì)對(duì)飛行器頭部的壓力容器2加熱，液體5吸收容器壁的熱量發(fā)生蒸發(fā)，并由支桿3頂端噴出，并冷卻支桿頂端擋板4，維持支桿3重整流場(chǎng)的功能。噴出的蒸汽9吸收激波8后的空氣的熱量，進(jìn)一步降低飛行器1表面的溫度。支桿頂端擋板4可以設(shè)計(jì)為半球面形，其凹面朝向噴嘴3，也可以設(shè)計(jì)為其它適于氣體流動(dòng)和換熱的形狀和大小。
為了便于盛放在耐熱壓力容器2中的液體5在使用前不會(huì)從支桿3中流出，可以在該支桿3的端部設(shè)置封口7，如圖1所示。當(dāng)該封口7受熱到達(dá)一定溫度或容器2內(nèi)的液體5蒸發(fā)達(dá)到一定壓力時(shí)，在液體5蒸發(fā)產(chǎn)生的溫度和壓力的作用下，蒸汽可由該封口7噴出。封口7可以選擇低熔點(diǎn)金屬或非金屬材料，也可以是塑料膜等能夠在一定壓力下被蒸汽沖開(kāi)的材料制成。另外，液體5可以為水，也可以是其它適當(dāng)?shù)木哂惺軣嵴舭l(fā)性質(zhì)的液體。
另外，本發(fā)明也可以設(shè)計(jì)為其它類(lèi)似結(jié)構(gòu)，例如將放置液體的容器設(shè)計(jì)為飛行器的外殼；或者容器2設(shè)計(jì)為夾層狀半球面形的蒸發(fā)器，支桿3與蒸發(fā)器的夾層相通，當(dāng)飛行器1處于飛行狀態(tài)時(shí)，通過(guò)泵將容器內(nèi)的液體供給蒸發(fā)器，當(dāng)達(dá)到一定溫度或壓力后，蒸汽就從支桿3的噴嘴里噴出。
上述實(shí)施例只是用于對(duì)本發(fā)明的解釋?zhuān)荒茏鳛閷?duì)本發(fā)明的限制，因此凡是與本發(fā)明設(shè)計(jì)思想相同的實(shí)施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
1.一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)，其特征在于，在飛行器的前端設(shè)置一耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器，并在飛行器的頭部設(shè)置支桿，利用支桿重整飛行器頭部流場(chǎng)，將弓形激波改變?yōu)殄F形激波，緩解飛行器頭部氣動(dòng)加熱并降低激波阻力；支桿頂端設(shè)置擋板，液體受熱后形成蒸汽由支桿頂端噴出，冷卻支桿頂端擋板，保護(hù)支桿不被燒毀，維持其重整流場(chǎng)的功能，并能降低飛行器周?chē)鷼怏w溫度。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)，其特征在于，在該支桿噴嘴的端部還設(shè)置有封口，當(dāng)該封口受熱到達(dá)一定溫度或所述耐高溫容器內(nèi)的液體蒸發(fā)達(dá)到一定壓力時(shí)，所述液體蒸發(fā)的蒸汽可由該封口噴出。
3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)，其特征在于，所述反沖擋板為半球面形，或者類(lèi)似的適于流動(dòng)和換熱的形狀。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)，其特征在于，所述容器為適于氣體流動(dòng)的半球狀或半橢球狀。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)，其特征在于，所述液體為水和氣體汽化熱值高的液體。
全文摘要
本發(fā)明公開(kāi)了一種高超聲速飛行器無(wú)燒蝕自適應(yīng)防熱和減阻系統(tǒng)，該系統(tǒng)是在飛行器的前端設(shè)置一耐熱且傳熱性質(zhì)良好的壓力容器，在所述容器內(nèi)裝入一定量受熱蒸發(fā)的液體，并在飛行器的頭部設(shè)置一個(gè)支桿，并在支桿頂端設(shè)置支桿頂端擋板。當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)，由于所述支桿的作用，可以重整飛行器頭部流場(chǎng)，改變流場(chǎng)激波結(jié)構(gòu)。由于激波加熱空氣和高速飛行時(shí)的摩擦阻力作用，飛行器表面溫度迅速上升，所述壓力容器將吸收熱量并傳遞給所述液體，所述液體受熱蒸發(fā)達(dá)到一定程度后，蒸發(fā)后的氣體將由所述支桿頂端的封口噴出，冷卻支桿頂端擋板，維持支桿重整飛行器頭部流場(chǎng)的功能。
文檔編號(hào)B64G1/22GK1994823SQ20061016968
公開(kāi)日2007年7月11日 申請(qǐng)日期2006年12月27日 優(yōu)先權(quán)日2006年12月27日
發(fā)明者姜宗林, 韓桂來(lái), 李岐 申請(qǐng)人:中國(guó)科學(xué)院力學(xué)研究所