一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法。首先，根据钝化半径R0，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；当等多边形喷孔的外接圆半径R及多边形内拐角点所在圆的半径与R的比值α确定，同时确定多边形的数量n，即可确定喷孔等多角形的喷孔形状。本发明在等喷孔面积的基础上，通过控制等多角形的扩张角数及内转角的位置来调整等多角形喷孔的形状，以此方法来控制喷流对流场的影响区域，通过扩大喷孔对流场的影响区域来改善高超声速飞行器的性能，实现最优减阻与防热特性，为飞行器设计提供技术支持。

主权项

一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，其特征在于其步骤如下：首先，确定喷孔面积S；根据钝化半径R₀，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；在等喷口面积的前提下，随着n的增加，喷流的影响域先增加后逐渐减小，因此存在最优喷角个数，使喷流的影响域最大，进而减阻效果最好，最优喷角个数能够通过穷举法或优化方法来确定；在此，在考虑结构设计难易、热防护设计需求基础上，采用多学科设计优化方法，选择合适的角数n，能够提高喷流的减阻性能，其中n必须满足：n>2且为整数；第三步，确定R与r的值；由等多角形喷孔面积公式可知，当喷口面积S和角数n确定后，喷孔外缘的位置R与内转角定点所在圆的半径r成反比关系，R决定了等多角形所能触及的最远值，r决定了内拐角点所能容忍的最小值，但R必须小于R₀，且0<r<R，建议R<0.5R；根据α＝r/R关系可知，确定了α即可确定R与r，α的取值区间为[0.2,0.8]；其中：R为等多角形喷孔方案的外接圆其半径，r为等多角形喷孔内折点所在圆的半径，θ为相邻两喷角的夹角，θ＝2π/n，其中，n为喷孔的角数，α＝r/R；第四步，确定R与r值之后，生成等n角形的喷孔形状；得到S、n及α后，根据相关关系式即α＝r/R以及等多角形喷孔面积公式求得R与r，在三维造型软件中确定喷口的具体形状，然后在钝头体前缘生成反向喷流方案，最终得到等多角形的反向喷流方案外形。