CN106184719B - 一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其通过无活动部件实现调节飞行器力矩的目的。该多孔流动控制装置包括开设在飞行器头部的进气孔以及开设在飞行器尾部的排气孔，进气孔和排气孔之间通过设置在飞行器内部的涵道进行联通。通过飞行器的头部开孔，将飞行器头部弓形激波后的高压气体引入内部涵道，将内部涵道的高压气体作为多孔喷流的气源在飞行器尾部喷出，避免了携带多余的喷射工质。
Description
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器技术领域，特别涉及一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置。
背景技术
目前高超声速机动再入飞行器飞行控制主要采用空气舵、体襟翼(Body Flap)等活动气动面控制技术以及姿控发动机反作用力控制(RCS，Reaction Control System)等复合控制技术。在高空条件下，大气密度迅速下降，导致气动面控制效率较低。同时空气舵舵轴、体襟翼前缘部分热流较大，给防热结构设计带来较大挑战。
RCS技术作为有源流动控制技术的一种，需要携带燃料贮箱或高压气瓶，增加了结构重量，这给其可靠应用带来了一定的局限。同时在稠密大气条件下，激波/边界层干扰导致的流动分离会降低气动面控制效率以及RCS控制效率，因此高超声速飞行控制问题给高超声速机动再入飞行器设计带来较大的挑战。
发明内容
针对现有技术中使用的RCS技术及活动部件气动控制技术的不足，本发明的目的是提供一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其通过无活动部件实现调节飞行器力矩的目的。
为了实现上述目的，本发明的技术方案是：
一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，包括开设在飞行器头部的进气孔以及开设在飞行器尾部的排气孔，进气孔和排气孔之间通过设置在飞行器内部的涵道进行联通。
本发明中，所述进气孔为1个或者多个圆形孔，所述进气孔的轴线垂直于进气孔所在飞行器机身表面。进一步地，如果进气孔开设的数量为1个，则该进气孔开设在飞行器头部驻点位置。若进气孔开设的数量为多个，则多个进气孔开设在飞行器头部且沿飞行器中心轴线呈圆周向均匀分布。
进气孔数量、孔径取决于整体进气面积。开设在飞行器头部的所有进气孔形成的整体进气面积约为飞行器机身底部面积的5％～10％，进气面积过小则力矩调节效果不明显，进气面积过大则会降低机身内部有效容积。进气孔孔径应不小于0.5mm。所有进气孔均与飞行器内部的涵道连通。
本发明中，所述排气孔布置在飞行器尾部的各个外侧面。飞行器尾部的外侧面设置有多组单侧排气单元。单侧排气单元由多个排气孔组成，单侧排气单元中的多个排气孔可采用阵列式分布。单侧排气单元可以包括多排排气孔。排气孔的形状通常为圆形，各排气孔的轴线垂直于各排气孔所在飞行器机身表面。
本发明中，涵道为空腔结构，且涵道布置的位置靠近飞行器外表面。所述涵道的实现形式可以是：飞行器的外壳以及飞行器内锥之间的空腔形成联通进气孔和排气孔的涵道。飞行器外壳和飞行器内锥之间设置有多块纵向的隔板。隔板的作用是将涵道分隔成多个分支段，多块隔板围绕涵道的中心轴线呈圆周均匀分布。
所述涵道包括由进气孔出发的公共段和分支到各单侧排气单元的分支段。所述分支段的数目与单侧排气单元的组数相同。所有进气孔对应联通涵道的公共段，涵道的公共段与各分支段的相接处均设置有阀门，用于控制各涵道的分支段的开启和关闭。气流从进气孔进入涵道的公共段后经涵道的各分支段从飞行器尾部外侧面上的各单侧排气单元排出。每个涵道分支段对应一组由相同数量和相同分布形式的多个排气孔组成的单侧排气单元。单侧排气单元包括的排气孔的数量以及排气孔的孔径取决于单侧排气面积，单侧排气面积即单侧排气单元内所有排气孔的排气面积之和。单侧排气面积过小则容易产生壅塞，单侧排气面积过大则会降低力矩调节效果。单侧排气面积通常为所有进气孔形成的进气面积的0.8～1.2倍，每个排气孔直径不小于0.5mm。为了避免流动壅塞，涵道的公共段与涵道各分支段最小横截面积A*应满足面积-马赫数关系式，如下：
其中Ma为进气孔入口马赫数，A0为所有进气孔入口总的进气面积，γ为比热比。
进一步地，为了控制俯仰通道和偏航通道，本发明中的涵道的分支段数目为4个，采用“+”字布局，各分支段规格相同且完全对称，其中上下两个分支段控制俯仰通道，左右两个分支段控制偏航通道；同时，飞行器尾部的外侧面设置有四组分别与4个涵道分支段一一对应的单侧排气单元，四组单侧排气单元分别设置在飞行器尾部的上侧面、下侧面、左侧面以及右侧面，四组单侧排气单元中的排气孔数目、排气孔形状大小以及排列方式相同且四组单侧排气单元完全对称。
本发明的有益技术效果：
1)通过飞行器的头部开孔，将飞行器头部弓形激波后的高压气体引入内部涵道，将内部涵道的高压气体作为多孔喷流的气源在飞行器尾部喷出，避免了携带多余的喷射工质。
2)利用多孔阵列喷流干扰在飞行器尾部形成虚拟斜激波，使飞行器机身表面压强改变，实现调节力矩的目的，避免了采用活动气动控制部件带来的气动热问题。
附图说明
图1本发明多孔流动控制装置的对称面剖面视图
图2本发明多孔流动控制装置的前视图和侧视图。
图3本发明多孔流动控制装置的三维视图。
图4本发明多孔流动控制装置的剖面视图
图5轴向力系数计算结果对比
图6法向力系数计算结果对比
图7阻力系数计算结果对比
图8升力系数计算结果对比
图9升阻比计算结果对比
图10俯仰力矩系数计算结果对比
图11焦点位置计算结果对比
图12下排气孔模型攻角0度状态对称面马赫数云图
图13下排气孔模型攻角0度状态对称面压力云图
图14下排气孔模型攻角0度状态进气孔附近马赫数云图以及流线分布
图15下排气孔模型攻角0度状态排气孔附近马赫数云图以及流线分布
图16下排气孔模型攻角10度状态对称面马赫数云图
图17下排气孔模型攻角10度状态对称面压力云图
图18下排气孔模型攻角10度状态进气孔附近马赫数云图以及流线分布
图19下排气孔模型攻角10度状态排气孔附近马赫数云图以及流线分布
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，包括开设在飞行器头部的进气孔以及开设在飞行器尾部的排气孔，进气孔和排气孔之间通过设置在飞行器内部的涵道进行联通。
本发明其外形如图1～图4所示，主要由进气孔1、涵道2和排气孔3组成。进气孔1与涵道2连通，涵道2与排气孔3连通。涵道2为中空结构，涵道2是飞行器内部的飞行器内锥5与飞行器外壳6之间形成的空腔。飞行器外壳6和飞行器内锥5之间设置有多块纵向的隔板4，隔板4的作用是将涵道分隔成多个分支段，多块隔板4围绕涵道2的中心轴线呈圆周均匀分布。
进气孔1开设在飞行器的头部，形状通常为圆形，数量为1个或多个，进气孔轴线垂直于飞行器机身表面。如果进气孔数量为1个，那么进气孔的开设位置为飞行器头部驻点位置；若进气孔数量为多个，则进气孔分布位置应沿飞行器中心轴线呈圆周向均匀分布。进气孔数量、孔径取决于整体进气面积。整体进气面积约为飞行器机身底部面积的5％～10％，进气面积过小则力矩调节效果不明显，进气面积过大则会降低机身内部有效容积。进气孔孔径应不小于0.5mm。所有进气孔与内部涵道连通。
涵道2为空腔结构，采用外侧布置式方案，即涵道2布置靠近飞行器外表面。涵道2采用两段设计，包括由进气孔出发的公共段和分支到各侧排气孔的分支段。所有进气气流通过进气孔1流入涵道2公共段，在涵道2公共段与分支段相接处采用阀门来控制涵道2分支段的开启与关闭。为了避免流动壅塞，涵道2公共段与各分支段最小横截面积A*应满足面积-马赫数关系式：
其中Ma为入口马赫数，A0为入口进气面积，γ为比热比。
为了控制俯仰通道和偏航通道，涵道2分支段数目为4个，采用“+”字布局，各分支段规格相同且完全对称，其中上下两个分支段控制俯仰通道，左右两个分支段控制偏航通道。
排气孔3布置在飞行器机身侧面尾部，排气孔3形状通常为圆形，排气孔3轴线垂直于飞行器机身表面。气流通过涵道2分支段从排气孔3排出，每个涵道2分支段对应相同数量和位置分布的排气孔3。单侧排气孔3孔径、数量取决于单侧排气面积，单侧排气面积过小则容易产生壅塞，单侧排气面积过大则会降低力矩调节效果，单侧排气面积通常为进气面积的0.8～1.2倍，每个排气孔直径不小于0.5。单侧排气孔3可采用阵列式分布，单侧可布置多排，每一排可布置多个排气孔3。
在高超声速条件下，由于飞行器头部表面压力最高，则头部高压气体会通过进气孔1流入涵道2，使涵道2内部压力升高。由于机身尾部表面压力相对较低，则涵道2内高压气体会通过机身尾部排气孔3排出并形成横向喷流，在喷流激波的影响下，喷流前产生高压区，喷流后产生低压区，从而改变飞行器表面压力分布，进行力矩调节。
本发明提出的一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置的思路主要来源于横向喷流/主流干扰的原理，利用喷流干扰改变壁面压力分布，但其喷气来源并不是来自传统的姿控火箭发动机，而是来自头部激波后的高压气体。如果采用单喷孔设计，其产生附加控制力的效率较低，因此结合边界层控制中的微喷阵列设计思想，在飞行器机身尾部形成具有一定速度、压力的多股气流，每股气流间彼此发生干扰，使喷流前边界层产生分离，形成虚拟的“气动斜坡”，进而对飞行器的壁面压力分布进行调节，进而实现控制力矩的目的。以俯仰通道调节为例，可通过开启上涵道分支段或下涵道分支段调节俯仰力矩，同时关闭左右涵道分支段。当开启上涵道分支段时，气流经上涵道分支段从上排气孔排出，使飞行器产生抬头力矩；当开启下涵道分支段时，气流经下涵道分支段从下排气孔排出，使飞行器产生低头力矩。本发明的实现方法和零部件加工都比较简单，在工程应用中不存在较大的困难。
针对某高超声速飞行器采用了多孔流动控制设计，在其头部均匀分布89个进气孔，每个进气孔直径为20mm。单侧排气孔分布3排共45个排气孔，每个排气孔直径为32mm。通过涵道将进气孔与排气孔连通。采用数值模拟方法开展马赫数6高度25km状态下数值仿真研究，对比了无孔模型NH、下排气孔模型SH_DB和上排气孔模型SH_UB的气动性能与流场特征。其中无孔模型为轴对称钝锥外形，不存在进、排气孔以及涵道；下排气孔模型只存在下涵道分支段和下侧排气孔，上排气孔模型只存在上涵道分支段和上侧排气孔。
轴向力系数计算结果对比如图5所示，法向力系数计算结果对比如图6所示，阻力系数计算结果对比如图7所示，升力系数计算结果对比如图8所示，升阻比计算结果对比如图9所示，俯仰力矩系数计算结果对比如图10所示，焦点位置计算结果对比如图11所示。其中NH代表无孔模型，SH_DB代表下排气孔模型，SH_UB代表上排气孔模型。
可见在攻角0度状态存在进排气流动时，飞行器阻力系数增加约6.6％，但产生了的法向力系数和俯仰力矩系数增量，下排气孔模型产生了正的0.032的升力系数和0.0125的低头力矩，上排气孔模型产生了负的0.032的升力系数和0.0125的抬头力矩。在小攻角状态下(-5度～5度)，存在进排气流动时，飞行器焦点位置略有后移，有利于飞行器的静稳定设计。
以下排气孔模型为例，攻角0度以及攻角10度状态下的流场特征如图12～19所示。从流场结构上来看，下排气孔模型的进气孔、涵道和排气孔附近均产生了复杂的流场特征，正是由于排气喷流前缘产生了激波结构形成了虚拟的“气动斜坡”，使排气孔的作用与“体襟翼”类似，从而改变了机身表面压强分布，实现了调节力矩的目的，由此验证了本发明的有效性。
以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。
Claims (10)
1.一种应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于：包括开设在飞行器头部的进气孔以及开设在飞行器尾部的各个外侧面上的排气孔，进气孔和排气孔之间通过设置在飞行器内部的涵道进行联通；涵道为中空结构，飞行器的外壳以及飞行器内锥之间的空腔形成联通进气孔和排气孔的涵道，所述涵道采用两段设计，包括由进气孔出发的公共段和分支到飞行器尾部的各个外侧面上的排气孔的分支段。
2.根据权利要求1所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，所述进气孔为1个圆形进气孔，该进气孔开设在飞行器头部驻点位置，且该进气孔的轴线垂直于进气孔所在飞行器机身表面；
或者，所述进气孔为多个圆形进气孔，多个进气孔开设在飞行器头部且沿飞行器中心轴线呈圆周向均匀分布，各进气孔的轴线均垂直于其各自所在飞行器机身表面。
3.根据权利要求1或2所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，开设在飞行器头部的所有进气孔形成的整体进气面积为飞行器机身底部面积的5％～10％，单个进气孔孔径不小于0.5mm。
4.根据权利要求1所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，飞行器尾部的各个外侧面设置有多组由多个排气孔组成的单侧排气单元，单侧排气单元中的排气孔采用阵列式分布。
5.根据权利要求4所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，单侧排气单元包括多排排气孔，排气孔为圆形，各个排气孔的轴线垂直于各排气孔所在飞行器机身表面。
6.根据权利要求4或5所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，单侧排气单元内所有排气孔的排气面积之和为单侧排气面积，单侧排气面积为所有进气孔形成的进气面积的0.8～1.2倍，每个排气孔直径不小于0.5mm。
7.根据权利要求6所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，所述分支段的数目与单侧排气单元的组数相同。
8.根据权利要求7所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，涵道其公共段的最小横截面积A0与涵道其各分支段的最小横截面积A*应满足面积-马赫数关系式，如下：
其中Ma为进气孔入口马赫数，γ为比热比。
9.根据权利要求7所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，所有进气孔对应联通涵道的公共段，涵道的公共段与各分支段的相接处均设置有阀门，用于控制各涵道的分支段的开启和关闭；气流从进气孔进入涵道的公共段后经涵道的各分支段从飞行器尾部外侧面上的各单侧排气单元排出。
10.根据权利要求9所述的应用于高超声速机动再入飞行器的多孔流动控制装置，其特征在于，涵道的分支段数目为4个，采用“+”字布局，各分支段规格相同且完全对称，其中上下两个分支段控制俯仰通道，左右两个分支段控制偏航通道；同时，飞行器尾部的外侧面设置有四组分别与4个涵道分支段一一对应的单侧排气单元，四组单侧排气单元分别设置在飞行器尾部的上侧面、下侧面、左侧面以及右侧面，四组单侧排气单元中的排气孔数目、排气孔形状大小以及排列方式相同且四组单侧排气单元完全对称。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
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| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
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Granted publication date: 20181002 |