[发明专利]一种高超声速飞行器前缘热防护方法

说明书

本发明涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；设计飞行器的疏导式热防护结构；获得影响峰值干扰热流的关键性参数；对飞行器前缘区域的局部外形优化；将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证；完成疏导式热防护结构的设计，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验；根据热考核试验的结果确定疏导式热防护结构是否设计完成。本发明可以在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案可行性，能够有效解决高超声速飞行器前缘区域的热防护难题。

技术领域

本发明属飞行器降热减阻技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器前缘热防护方法。

背景技术

对于高马赫数临近空间复杂外形高超声速飞行器来说，高升阻比外形和吸气式发动机工作需求使得弹体/保护罩前缘半径不能很大，前缘区域承受了严酷的气动加热，同时高焓离解来流还会与热防护材料发生复杂的非线性耦合作用，对前缘区域热防护结构的耐温性、抗氧化烧蚀、可靠性等提出了极为苛刻的要求。目前常用的热防护材料难以保证前缘区域不被大量烧蚀，单靠热防护材料硬抗的手段不能确保热防护方案的可行性，前缘区域热防护方案的降热优化设计成为飞行器研制的瓶颈问题。

对于飞行马赫数超过15的长时间临近空间高超声速飞行器来说，其前缘区域温度可能超过3000℃，单靠目前常用的C/SiC、抗氧化C/C以及超高温陶瓷等热防护材料硬抗的手段难以保证前缘区域不被大量烧蚀，而采用气膜/发汗冷却等主动热防护方式会带来额外的气源和控制设备，技术路线还不成熟。因而如何在不降低飞行器升阻比等总体性能指标的同时确保前缘区域热防护方案的可行性具有很大的技术难度，需要有针对性的发展新型一体式降热减阻技术。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术中的不足，提供一种高超声速飞行器前缘热防护方法。本发明方案能够解决上述现有技术中存在的问题。

本发明的技术解决方案：

根据本发明的一方面，提供一种气动支杆，包括支杆主体和固定装置，所述的支杆主体为棒状，一端通过固定装置固定于飞行器最前端，一端为游离端，所述的气动支杆的长度和形状根据飞行器前体外形、总体性能指标、峰值干扰热流以及飞行轨迹参数优化设计获得。

进一步的，所述的气动支杆的长度大于全飞行轨迹时间内完全烧蚀材料的厚度。

进一步的，所述的气动支杆要与飞行器前体区域光滑连接过渡。

根据本发明的第二方面，提供一种高超声速飞行器前缘热防护方法，实现步骤如下：

设计气动支杆，并将其固定在飞行器最前端；

设计飞行器的疏导式热防护结构；

根据气动支杆对前缘入射激波影响，分析前缘入射激波对峰值干扰热流的影响，获得影响峰值干扰热流的关键性参数；

通过获得的关键性参数对飞行器前缘区域的局部外形优化来尽量减小飞行器表面的峰值干扰热流；

将获得的飞行器前缘区域进行激波风洞测热试验验证，若验证的结果符合设计的要求，则完成飞行器前缘区域的设计，若验证的结果不符合设计的要求，则根据影响峰值干扰热流的关键性参数进行调整，直到验证的结果符合设计要求；

对优化过的飞行器前缘区域的局部外形完成疏导式热防护结构的设计，并通过选取不同的材料的热疏导方案进行对比，获得降温效果和影响降温效果参数的规律，并获得最佳疏导式热防护结构；

对获得的最佳疏导式热防护结构进行电弧风洞热考核试验，对疏导式热防护结构的降温性能、抗氧化性能、热疏导和抗氧化材料之间的热匹配性等进行验证；