本發(fā)明涉及飛行器降熱，特別地涉及一種飛行器的復(fù)合降熱方法及降熱裝置。

背景技術(shù)：

1、高速飛行器為了獲得高升阻比特性，其通常采用尖頭錐結(jié)構(gòu)。然而，上述高速飛行器在大氣層內(nèi)長(zhǎng)航時(shí)飛行時(shí)，不僅會(huì)導(dǎo)致飛行器上的尖頭錐、以及包括機(jī)翼前緣、進(jìn)氣道唇口和垂尾前緣在內(nèi)的小半徑鈍化前緣結(jié)構(gòu)遭受嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱，而且機(jī)身的大面積區(qū)域承受著長(zhǎng)時(shí)的熱量累積，嚴(yán)重影響飛行器上熱防護(hù)結(jié)構(gòu)的使用壽命。因此，亟需降低高速飛行器表面的氣動(dòng)加熱。

2、現(xiàn)有技術(shù)中，為了降低高速飛行器的氣動(dòng)加熱溫度，常采用逆向噴流降熱方法，即在飛行器的頭部或迎風(fēng)鈍化前緣設(shè)置噴嘴，噴嘴沿逆來流方向噴射氣體。一方面噴射的氣體能夠?qū)⒓げㄍ齐x物面以減阻并降低熱流，另一方面噴射的低溫氣體可與周圍進(jìn)行熱交換以吸收部分熱量，從而能夠改善飛行器上被噴流覆蓋區(qū)域的氣動(dòng)加熱環(huán)境。上述逆向噴流降溫方法，對(duì)小半徑鈍化前緣結(jié)構(gòu)具有較好的降熱效果，可適用于具有頭錐結(jié)構(gòu)的高速飛行器。

3、上述方法雖然能夠降低飛行器上小半徑鈍化前緣結(jié)構(gòu)的溫度，但是小半徑鈍化前緣結(jié)構(gòu)的氣體在流向位于下游的機(jī)身大面積區(qū)域時(shí)氣流溫度會(huì)升高，機(jī)身的大面積區(qū)域依然承受著嚴(yán)酷的氣動(dòng)加熱和長(zhǎng)時(shí)的熱量累積，飛行器的氣動(dòng)加熱問題仍未得到有效解決。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明提供一種飛行器的復(fù)合降熱裝置，用于解決現(xiàn)有技術(shù)中飛行器的氣動(dòng)加熱問題，尤其用于改善飛行器上的迎風(fēng)小半徑鈍化前緣和位于前緣下游的機(jī)身上大面積區(qū)域的氣動(dòng)加熱環(huán)境。

2、一方面，本發(fā)明提供一種飛行器的復(fù)合降熱方法，該復(fù)合降熱方法包括以下步驟：

3、在飛行器的前緣和位于前緣下游的機(jī)身分別噴射氣體介質(zhì)，在前緣噴射的氣體介質(zhì)設(shè)置為將激波推離前緣外表面以降低前緣處的熱量，并在與來流進(jìn)行摻混后形成摻混氣體；

4、所述摻混氣體隨來流向下游的機(jī)身方向流動(dòng)，并與在機(jī)身處噴射的氣體介質(zhì)再次進(jìn)行摻混，從而抑制并延遲機(jī)身的邊界層轉(zhuǎn)捩。

5、可選地，在飛行器前緣所噴射的氣體介質(zhì)，其噴射方向?yàn)槟鎭砹鞣较颉?/p>

6、可選地，在飛行器的機(jī)身所噴射的氣體介質(zhì)，其噴射方向沿噴射處機(jī)身壁面的法向方向。

7、可選地，所述氣體介質(zhì)為密度大于空氣密度的重質(zhì)氣體。

8、優(yōu)選地，所述氣體介質(zhì)為二氧化碳或氮?dú)饣蛩鼈兊幕旌稀?/p>

9、另一方面，本發(fā)明提供一種用于實(shí)現(xiàn)前述飛行器的復(fù)合降熱方法的降熱裝置，該降熱裝置包括：

10、第一噴射孔，設(shè)置在飛行器的前緣，第一噴射孔設(shè)置為其所噴射的氣體介質(zhì)適于將激波推離前緣外表面，并與來流摻混形成摻混氣體；

11、第二噴射孔，設(shè)置在飛行器機(jī)的機(jī)身上，沿所述摻混氣體的流動(dòng)方向，所述第二噴射孔位于第一噴射孔的下游，上游的摻混氣體流經(jīng)所述第二噴射孔并與第二噴射孔所噴射的氣體介質(zhì)與再次摻混；

12、供氣組件，與所述第一噴射孔以及第二噴射孔連接，所述供氣組件用于向第一噴射孔和第二噴射孔供氣。

13、進(jìn)一步地，所述第一噴射孔的噴射方向設(shè)置為逆來流方向。

14、可選地，所述第二噴射孔的噴射方向設(shè)置為沿位于第二噴射孔所在處機(jī)身壁面的法向方向。

15、可選地，所述供氣組件包括：

16、儲(chǔ)氣罐，用于儲(chǔ)存所述氣體介質(zhì)；

17、動(dòng)力泵，其進(jìn)氣口與所述儲(chǔ)氣罐連通，動(dòng)力泵的出氣口連接輸送管路并通過輸送管路分別連通所述第一噴射孔和第二噴射孔。

18、優(yōu)選地，所述輸送管路上設(shè)置有控制閥。

19、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

20、本發(fā)明實(shí)施例中，飛行器的復(fù)合降熱方法大致如下：在飛行器的前緣沿逆來流方向噴射重質(zhì)氣體，如二氧化碳，噴射出的二氧化碳可將激波推離前緣外表面，以降低前緣處的氣動(dòng)熱；而后，前緣處噴射的二氧化碳與來流進(jìn)行摻混并隨來流向下游流動(dòng)，由于摻混氣體中的二氧化碳濃度高于摻混前的來流中二氧化碳濃度，摻混氣體在流向下游的機(jī)身時(shí)具備抑制轉(zhuǎn)捩能力，因此，能夠在一定程度上抑制機(jī)身邊界層轉(zhuǎn)捩，降低機(jī)身區(qū)域的熱流。在此基礎(chǔ)上，在飛行器的機(jī)身且位于前緣下游的位置，沿機(jī)身壁面的法向噴射二氧化碳，機(jī)身處噴射的二氧化碳與來自前緣的摻混有二氧化碳的來流再次摻混，使摻混氣體中的二氧化碳濃度再次得以提升，其抑制機(jī)身邊界層轉(zhuǎn)捩能力進(jìn)一步得以提升，邊界層轉(zhuǎn)捩得以延遲，從而可顯著降低機(jī)身區(qū)域的熱流，減少長(zhǎng)航時(shí)飛行器在機(jī)身處的熱量積累。

21、上述復(fù)合降熱方法將逆向噴流技術(shù)和重質(zhì)氣體相結(jié)合，不僅能夠降低前緣的結(jié)構(gòu)熱流，還可通過抑制邊界層轉(zhuǎn)捩的方式來降低飛行器上位于前緣下游的機(jī)身上大面積區(qū)域處的熱流，因此，能夠兼顧前緣處的局部高熱流區(qū)和機(jī)身大面積區(qū)的熱量積累，從而降低飛行器整體的氣動(dòng)加熱情況。

技術(shù)特征：

1.一種飛行器的復(fù)合降熱方法，其特征在于，在飛行器的前緣和位于所述前緣下游的機(jī)身分別噴射氣體介質(zhì)，在前緣噴射的氣體介質(zhì)設(shè)置為將激波推離前緣外表面以降低前緣處的熱量，并在與來流進(jìn)行摻混后形成摻混氣體；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器的復(fù)合降熱方法，其特征在于，在前緣所噴射的氣體介質(zhì)，其噴射方向?yàn)槟鎭砹鞣较颉?/p>

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛行器的復(fù)合降熱方法，其特征在于，在飛行器的機(jī)身所噴射的氣體介質(zhì)，其噴射方向沿噴射處機(jī)身壁面的法向方向。

4.根據(jù)權(quán)利要求1-3中任一項(xiàng)所述的飛行器的復(fù)合降熱方法，其特征在于，所述氣體介質(zhì)為密度大于空氣密度的重質(zhì)氣體。

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的飛行器的復(fù)合降熱方法，其特征在于，所述氣體介質(zhì)為二氧化碳或氮?dú)饣蛩鼈兊幕旌稀?/p>

6.一種用于實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1-5中任一項(xiàng)所述的飛行器的復(fù)合降熱方法的降熱裝置，其特征在于，包括：

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的降熱裝置，其特征在于，所述第一噴射孔的噴射方向設(shè)置為逆來流方向。

8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的降熱裝置，其特征在于，所述第二噴射孔的噴射方向設(shè)置為沿位于第二噴射孔所在處機(jī)身壁面的法向方向。

9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的降熱裝置，其特征在于，所述供氣組件包括：

10.根據(jù)權(quán)利要求9所述的降熱裝置，其特征在于，所述輸送管路上設(shè)置有控制閥。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種飛行器的復(fù)合降熱方法及降熱裝置，該復(fù)合降熱方法包括以下步驟：在飛行器的前緣和位于前緣下游的機(jī)身分別噴射氣體介質(zhì)，在前緣噴射的氣體介質(zhì)設(shè)置為將激波推離前緣外表面以降低前緣處的熱量，并在與來流進(jìn)行摻混后形成摻混氣體；所述摻混氣體隨來流向下游的機(jī)身方向流動(dòng)，并與在機(jī)身處噴射的氣體介質(zhì)再次進(jìn)行摻混，從而抑制并延遲機(jī)身的邊界層轉(zhuǎn)捩。本發(fā)明中的復(fù)合降熱方法能夠顯著提升抑制機(jī)身邊界層轉(zhuǎn)捩能力，邊界層轉(zhuǎn)捩得以有效延遲，從而可顯著降低機(jī)身區(qū)域的熱流，減少長(zhǎng)航時(shí)飛行器在機(jī)身處的熱量積累。

技術(shù)研發(fā)人員：潘鑫,凡金金,翟建,程思野,曾宏剛
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)航空研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/9