本發(fā)明涉及一種高速氣動(dòng)熱防護(hù)領(lǐng)域、高速空氣動(dòng)力學(xué)領(lǐng)域，特別是一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法。

背景技術(shù)：

飛行器尤其是鈍頭體飛行器在高速飛行過(guò)程中會(huì)在彈頭形成一道弓形附體激波，對(duì)來(lái)流產(chǎn)生強(qiáng)烈的壓縮作用，同時(shí)頭部與來(lái)流產(chǎn)生劇烈的摩擦，導(dǎo)致空氣溫度急劇升高，因此在飛行過(guò)程中彈頭經(jīng)歷高速、高壓、高溫的環(huán)境，對(duì)彈頭表面材料有很嚴(yán)重的燒蝕，破壞飛行器結(jié)構(gòu)或?qū)е嘛w行器內(nèi)部溫升，對(duì)飛行器的安全分析構(gòu)成威脅。

為防止飛行器頭部被燒毀，需要采用熱防護(hù)措施，目前已有的方法主要包括以下三個(gè)方面：第一在飛行器外部增加防\隔熱表層，防止結(jié)構(gòu)燒蝕破壞，隔絕外界熱量，但是該方法增加飛行器重量，降低飛行器的容量，且隔熱材料造價(jià)較高，無(wú)法二次利用；第二種方法是在飛行器頭部安裝激波針，將激波推離彈頭，同時(shí)在彈頭表面形成低壓區(qū)，降低表面溫度，但是飛行過(guò)程中激波附著在激波針前部，導(dǎo)致激波針容易被燒蝕損毀，降低熱防護(hù)效果，需要及時(shí)更換，否則還會(huì)存在飛行器頭部熱燒蝕的問(wèn)題；第三種方法是在彈體頭部采用能量投放(如激波、微光)，將激波推離彈頭，但是該研究尚在進(jìn)行中，還不成熟。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的上述不足，提供一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，本發(fā)明利用在超聲速或飛行器內(nèi)壁面能夠感受到頭部溫度升高的部位安裝熱電偶，根據(jù)熱電偶測(cè)量得的溫度，調(diào)節(jié)閥門的開度，同時(shí)通過(guò)控制激波針噴出的氣體壓力，最終能夠改變來(lái)流在飛行器頭部的擾流情況，降低表面溫度，防止熱燒蝕，從而對(duì)飛行器頭部起到熱防護(hù)的作用。

本發(fā)明的上述目的是通過(guò)如下技術(shù)方案予以實(shí)現(xiàn)的：

一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)裝置包括激波針、閥門、頭部溫度升高的部位、熱電偶、飛行器、儲(chǔ)氣罐和測(cè)量?jī)x；自適應(yīng)熱防護(hù)方法包括如下步驟：

步驟(一)、將激波針、儲(chǔ)氣罐在地面組裝好后，安裝到飛行器的頭部，預(yù)設(shè)激波針的初始長(zhǎng)度；

步驟(二)、確定頭部溫度升高的部位，安裝熱電偶；將熱電偶焊接到頭部溫度升高的部位的內(nèi)壁，對(duì)熱電偶進(jìn)行編號(hào)，并將熱電偶連接到測(cè)量?jī)x上，根據(jù)測(cè)量?jī)x測(cè)量得到溫度最高的位置；

步驟(三)、預(yù)設(shè)飛行器飛行中所需要的激波針噴出氣體的流量和壓力；待飛行器起飛后，按照預(yù)設(shè)的氣體的流量和壓力控制閥門開度，調(diào)節(jié)激波針噴出的氣體流量；保證飛行器自適應(yīng)調(diào)節(jié)表面溫度的過(guò)程中，熱電偶測(cè)的飛行器頭部壁面溫度低于要求溫度，必要的時(shí)候需要對(duì)儲(chǔ)氣罐的氣體進(jìn)行補(bǔ)充。

步驟(四)、飛行中根據(jù)測(cè)量?jī)x的讀數(shù)實(shí)時(shí)判斷飛行器表面溫度，并及時(shí)調(diào)整激波針噴出氣體的流量和壓力，此過(guò)程不斷循環(huán)調(diào)節(jié)，直到降低表面溫度，防止表面熱燒蝕。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(一)中，所述飛行器頭部為圓弧狀，圓弧半徑為r，激波針的初始長(zhǎng)度為r的1-3倍。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(二)中，根據(jù)弓形激波在彈體表面的再附位置來(lái)確定頭部溫度升高的部位，即弓形激波附體激波被激波針噴出的氣體推離彈頭后，再次附著在彈體的位置就是頭部溫度升高的部位。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(二)中，如頭部溫度升高的部位為環(huán)形，則相應(yīng)在環(huán)形位置一圈布置熱電偶；如頭部溫度升高的部位為數(shù)個(gè)集中區(qū)域，則相應(yīng)在對(duì)應(yīng)區(qū)域布置數(shù)個(gè)熱電偶。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(三)中，激波針預(yù)設(shè)的噴出氣體的流量和壓力，滿足激波針噴出氣體將附體弓形激波推離飛行器表面。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(三)中，所述要求溫度滿足飛行器頭部壁面材料不產(chǎn)生熱燒蝕。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(三)中，所述儲(chǔ)氣罐的氣體可根據(jù)實(shí)際使用情況進(jìn)行增加調(diào)整。

在上述的一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，所述的步驟(四)中，飛行器頭部壁面溫度升高時(shí)激波針增大噴出氣體流量，反之減小。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：

(1)本發(fā)明能夠通過(guò)主動(dòng)控制方法，在飛行過(guò)程中實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)飛行器表面溫度，自適應(yīng)調(diào)節(jié)飛行器表面溫度，防止飛行器表面熱燒蝕情況發(fā)生，噴流壓力和流量根據(jù)飛行實(shí)際熱環(huán)境進(jìn)行自適應(yīng)控制，有利于節(jié)約噴流質(zhì)量流量的消耗，減小對(duì)儲(chǔ)氣罐容積的要求；

(2)本發(fā)明采用激波針加高壓氣流的方式將弓形激波推離飛行器頭部，同時(shí)弓形波也遠(yuǎn)離激波針，解決單一采用激波針時(shí)激波針容易被燒毀的問(wèn)題，降低飛行器表面熱燒蝕的風(fēng)險(xiǎn)；

(3)本發(fā)明整套設(shè)備可以多次利用，且適用性較強(qiáng)，可安裝在任意飛行器上。

附圖說(shuō)明

圖1為本發(fā)明飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)的描述：

如圖1所示為飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)示意圖，由圖可知，一種飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)方法，飛行器頭部自適應(yīng)熱防護(hù)裝置包括激波針1、閥門2、頭部溫度升高的部位3、熱電偶4、飛行器5、儲(chǔ)氣罐6和測(cè)量?jī)x7；自適應(yīng)熱防護(hù)方法包括如下步驟：

步驟(一)、將激波針1、儲(chǔ)氣罐6在地面組裝好后，安裝到飛行器5的頭部，預(yù)設(shè)激波針1的初始長(zhǎng)度，飛行器5頭部為圓弧狀，圓弧半徑為r，激波針1的初始長(zhǎng)度為r的1-3倍；

步驟(二)、確定頭部溫度升高的部位3，頭部溫度升高的部位3的確定方法為：根據(jù)弓形激波在彈體表面的再附位置來(lái)確定頭部溫度升高的部位3，即弓形激波附體激波被激波針噴出的氣體推離彈頭后，再次附著在彈體的位置就是頭部溫度升高的部位3，根據(jù)頭部溫度升高的部位3安裝熱電偶4，如頭部溫度升高的部位3為環(huán)形，則相應(yīng)在環(huán)形位置一圈布置熱電偶4；如頭部溫度升高的部位3為數(shù)個(gè)集中區(qū)域，則相應(yīng)在對(duì)應(yīng)區(qū)域布置數(shù)個(gè)熱電偶4；將熱電偶4焊接到頭部溫度升高的部位3的內(nèi)壁，熱電偶4的安裝位置既不能太靠近所述飛行器壁面，防止熱燒蝕將其損毀，也不能距離所述飛行器壁面太遠(yuǎn)，防止測(cè)量出現(xiàn)較大誤差，同時(shí)所述熱電偶在所述飛行器整個(gè)頭部的安裝位置根據(jù)實(shí)際飛行狀態(tài)布置，可布置一圈或數(shù)個(gè)，確保能夠測(cè)量到所有飛行狀態(tài)中最高溫度位置；對(duì)熱電偶4進(jìn)行編號(hào)，并將熱電偶4連接到測(cè)量?jī)x7上，根據(jù)測(cè)量?jī)x7測(cè)量得到溫度最高的位置；

步驟(三)、預(yù)設(shè)飛行器5飛行中所需要的激波針1噴出氣體的流量和壓力，激波針1預(yù)設(shè)的噴出氣體的流量和壓力，應(yīng)滿足激波針1噴出氣體將附體弓形激波推離飛行器5表面；待飛行器5起飛后，按照預(yù)設(shè)的氣體的流量和壓力控制閥門2開度，調(diào)節(jié)激波針1噴出的氣體流量；保證飛行器5自適應(yīng)調(diào)節(jié)表面溫度的過(guò)程中，熱電偶4測(cè)的飛行器5頭部壁面溫度低于要求溫度，要求溫度滿足飛行器5頭部壁面材料不產(chǎn)生熱燒蝕；必要的時(shí)候需要對(duì)儲(chǔ)氣罐6的氣體進(jìn)行補(bǔ)充，儲(chǔ)氣罐6的氣體可根據(jù)實(shí)際使用情況進(jìn)行增加調(diào)整。

步驟(四)、飛行中根據(jù)測(cè)量?jī)x7的讀數(shù)實(shí)時(shí)判斷飛行器表面溫度，并及時(shí)調(diào)整激波針1噴出氣體的流量和壓力，飛行器5頭部壁面溫度升高時(shí)激波針1增大噴出氣體流量，反之減小，自適應(yīng)調(diào)節(jié)脫體激波與彈體頭部的距離，實(shí)現(xiàn)根據(jù)氣動(dòng)加熱的程度進(jìn)行噴流自適應(yīng)控制；此過(guò)程不斷循環(huán)調(diào)節(jié)，直到降低表面溫度，防止表面熱燒蝕。

本發(fā)明說(shuō)明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬本領(lǐng)域技術(shù)人員的公知技術(shù)。