專利名稱：一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法
技術領域：
本發明涉及一種用于飛行器局部的逆向溢流降低熱流率的方法。
背景技術：
最早關于溢流冷卻的研究是切向的射流來形成膜，以使得熱流降低。最早是在1946年，Wieghardt為解決機翼結冰而進行了熱空氣除冰的研究。1966年，Goldstein等人最先對Ma = 3的超聲速流動中的切向聲速射流進行了實驗研究。1970年，Parthasarthy和Zakkay對Ma = 6的主流中的不同制冷劑(氦氣、氫氣和氬氣)的近切向噴射進行了實 驗研究。1970 1971年，Cary和Hefner對Ma = 6的主流中的平板氣膜冷卻進行了實驗研究，制冷劑為空氣。他們的研究發現，Ma = 6的超聲速流動中的氣膜冷卻效果明顯高于相同噴射結構下的亞聲速和Ma < 6的超聲速流動中的氣膜冷卻效果,不同氣體的氣膜冷卻效率可以表示成相同的指數形式，并且在制冷劑噴ロ下游，表面摩擦阻力下降。1975年，Eiswirth等人對導彈彈頭處的光學窗ロ進行了實驗研究。主流為Ma =
6,射流分別為氦氣、氮氣、六氟化硫以及氦氬混合氣體.實驗發現，制冷劑的比熱和流量對冷卻效果的影響很大，噴縫高度、射流溫度和主流雷諾數的影響次之。80年代，麥道宇航系統公司的J. A. Majeski在ー個全尺寸頭罩模型上，對氣膜冷卻的效果進行了理論與試驗研究。而最早在駐點區進行射流降低熱流是出現在1995年Shigeru ASO等實驗使用傳統激波風洞，通過對鈍頭體的24o位置進行環狀開槽，并通過噴出冷空氣的方法，來獲得冷膜覆蓋降低熱流的方式。測試條件是在流場馬赫數M = 4. 25，PO = 0. 45-0. 60MPa吋，TO=408K和449雷諾數=4. 4-5. 4。在實驗中的兩個大規模的模型表面切線方向和正常的方式進行噴流，并有兩個方向的結果進行了比較。在兩個方向上的顯著下降表面熱流，同時切向是更有效的熱保護方式。Shigeru Aso并且在1997年對其實驗進行數值數值分析，模型為軸對稱全N-S方程求解隱式差分方法。采用LU-SGS和AUSMDV格式，并且加入k_ e湍流為壓縮性和低Reynolds數效應模型。計算結果表明與實驗吻合較好，以及通過對邊界層內的流動分析表明，邊界層分為兩個子層，而內層起著對表面的絕熱壁的作用。2001-2003年J. S. Shang等通過對實驗和數值計算來對駐點噴流降低熱流以及與頭激波的相互作用進行分析。實驗是分別采用室溫空氣和等離子氣體作為噴流氣體來進行的。實驗結果得到了當噴射的總壓固定吋，由于隨著溫度的升高使得質量流量的減少的原因，讓等離子氣體產生的阻カ大于室溫氣體。而在相同質量流量情況下，血等離子氣體產生的阻力小于室溫氣體。雖然能夠對比這兩者得相對大小，但是要將其量化仍然遙遙無期。2009年Mahapatra D,在高超聲速激波風洞中使用弱離子気等離子體作為噴流氣體，對鈍頭體在不同噴射壓力下的實驗測量。利用高速紋影技術對試驗模型的流場進行可視化。并且采用加速度天平直接進行カ的測量。發現等離子體噴射壓力比在一定情況下，雖然動量小于冷流噴射，但是減阻效果卻要比其大不少。
發明內容
本發明的目的在于提供ー種操作簡單方便且效果好的飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法。本發明的一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法是從飛行器的局部高熱流區域的表面溢流出常溫的液體，液體在高熱流區域形成薄層將所述飛行器局部高熱流區域的表面覆蓋，從而降低局部高熱流區域表面的熱流率。優選地，所述液體為水。優選地，所述飛行器的高熱流區域的是指升阻比較大的飛行器的尖錐體頭部。本發明通過在飛行器的局部高熱流區域的表面持續溢流出常溫液體，飛行器在高速飛行的情況下，液體就會在局部高熱流區域的表面形成一層薄層，一方面，由于溢流出的液體的流量很少，形成在表面的薄層面積小，主要是覆蓋住局部高熱流區域，因此對飛行器 的主流幾乎不存在干擾，而且持續的溢流能夠起到很好的降低局部高熱流區域的熱流的作用。本發明尤其適合用在升阻比大的飛行器的尖錐體頭部。
圖I為應用本發明方法的飛行器結構示意圖；圖2為溢流降熱實驗結果圖。
具體實施例方式本發明的逆向溢流是ー種主動冷卻防熱的方法，其是從飛行器的駐點或是預測到的高熱流區域的表面溢流出常溫液體，比如水，使其在這些區域形成薄層，井覆蓋在高熱流區域，從而大大降低物體表面的熱流率。由于保護區狹小，用液量很少，因此對主流幾乎不存在干擾。以升阻比大的飛行器(這樣的飛行器通常具有尖錐體的頭部)為例進行說明。如圖I所示，飛行器I的尖錐體頭部2的頂尖位置是高熱流的區域。尖錐體頭部2的頂尖開設有I個小孔3，然后將導管4的一端連通小孔3，另一端連接ー個可持續注射液體的注液裝置5，該注液裝置5可以按照預定的流量和時間向小孔3注射液體。在本發明中，注射的液體為水，也可以是其它類似的液體。通過注液裝置5在預定的時間持續地對小孔3注射預定流量的水，飛行器I在高速飛行中，水就會在頂尖位置的區域形成一層薄層液膜6，并將高熱流的區域覆蓋住。這種情況下，由于溢流出來并形成在飛行器I局部表面的是常溫水，并且是持續不斷地溢流，因此能夠起到對高熱流區域很好的降溫效果，抵抗激波7，從而保護頂尖部區域。當然，本發明可以用于飛行器其它局部高熱流區域的表面。布置的點可以是ー個，也可以是多個。表一溢流降熱實驗結果數據表
權利要求
1.一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法，該方法是從飛行器的局部高熱流區域的表面溢流出常溫的液體，液體在高熱流區域形成薄層將所述飛行器局部高熱流區域的表面覆蓋，從而降低局部高熱流區域表面的熱流率。
2.如權利要求I所述的方法，其特征在于，所述液體為水。
3.如權利要求I或2所述的方法，其特征在于，所述飛行器的高熱流區域的是指升阻比較大的飛行器的尖錐體頭部。
全文摘要
本發明的公開了一種飛行器局部逆向溢流降低熱流率的方法，該方法是從飛行器的局部高熱流區域的表面溢流出常溫的液體，液體在高熱流區域形成薄層將所述飛行器局部高熱流區域的表面覆蓋，從而降低局部高熱流區域表面的熱流率。本發明通過在飛行器的局部高熱流區域的表面持續溢流出常溫液體，飛行器在高速飛行的情況下，液體就會在局部高熱流區域的表面形成一層薄層，一方面，由于溢流出的液體的流量很少，形成在表面的薄層面積小，主要是覆蓋住局部高熱流區域，因此對飛行器的主流幾乎不存在干擾，而且持續的溢流能夠起到很好的降低局部高熱流區域的熱流的作用。本發明尤其適合用在升阻比大的飛行器的尖錐體頭部。
文檔編號B64C23/00GK102795335SQ201210166480
公開日2012年11月28日 申請日期2012年5月25日 優先權日2012年5月25日
發明者俞鴻儒, 陳宏 , 陳兵 申請人:中國科學院力學研究所