[发明专利]飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法

说明书

本发明公开了一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，该方法通过在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在其下方设置气体驻室，在向气体驻室内注入气流后，气流流经孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜，通过对孔隙参数进行优化设计和控制气体驻室内的气体压力，可以在飞行器壁面产生一层速度绝对值小且方向与壁面方向呈一定角度的微纳尺度气膜，该气膜对飞行器壁面的边界层流动干扰小，不会产生额外的激波和湍流等复杂流动，且整个材料表面都渗透出微纳尺度气膜，可以对飞行器壁面进行有效包裹，覆盖面积大，并且微纳尺度气膜速度小、流量小，所需工质更小，可以对飞行器壁面实现大面积区域、长时间的降热减阻，具有更大的工程应用价值和应用前景。

技术领域

本发明涉及飞行器的边界层流动控制技术领域，特别地，涉及一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法。

背景技术

飞行器在飞行时，特别是当处于速度大于声速的超声速或者高超声速飞行状态时，由于飞行器表面与周围空气的剧烈摩擦，导致飞行器壁面高温，且摩擦阻力大。为了进一步提高飞行器性能，飞行器的降热减阻是飞行器研制过程中面临的关键问题。而气膜冷却是一种常见的主动冷却方式，目前已经广泛应用于飞行器关键部件的防隔热，气膜冷却是通过在飞行器特定位置上生成一层冷气膜，将飞行器与外界高温流场隔离，从而实现对飞行器特定部位的冷却。目前主要有两类气膜：一类是基于离散小孔，通过从孔中喷出冷气体，从而对飞行器部件进行冷却，这类气膜运用较多的是发动机叶片冷却等；另外一类气膜是基于喷缝产生一层气膜，相比小孔喷出气膜，这种气膜可以对飞行器局部进行更大面积的覆盖，一般针对飞行器成像窗口等局部部件进行冷却。

但是，对于离散孔喷气膜而言，只能够对离散的局部空间区域进行冷却，无法对大面积空间内的连续区域进行冷却，其冷却范围十分有限。而对于基于喷缝产生的超声速气膜，其冷却范围相比于离散孔喷气膜更大，但同时喷缝气膜厚度一般都是毫米级，导致它的冷却工质流量大，对冷却工质需求量大，无法对飞行器表面实现大面积区域长时间进行防隔热，从而限制了该类气膜在飞行器大面积长时间防隔热中的应用。

发明内容

本发明提供了一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，以解决现有产生冷却气膜的方式存在的上述缺陷。

根据本发明的一个方面，提供一种飞行器壁面微纳尺度气膜的生成方法，包括以下内容：

在飞行器壁面安装梯度孔隙结构材料并在梯度孔隙结构材料下方设置气体驻室；

向气体驻室内注入气流，气流在流经梯度孔隙结构材料内部的孔隙后在飞行器壁面形成冷却气膜；

通过优化设计梯度孔隙结构材料的孔隙参数和控制气体驻室内的气体压力，以在飞行器壁面产生微纳尺度气膜。

进一步地，基于下式控制气体驻室内的气体压力：

其中，P₀表示气体驻室内的气体总压，k表示压比系数，P_∞表示飞行器当地环境压力，d_p和ε分别表示梯度孔隙结构材料的颗粒直径和孔隙率，μ_f表示气体粘性系数，u表示气流表观速度，h表示梯度孔隙结构材料的厚度，ρ表示气体密度。

进一步地，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径在微米量级，并由内至外按梯度均匀增大。

进一步地，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙直径增大梯度为：沿壁面法向方向按法向尺度的0.01倍速率增加。

进一步地，所述梯度孔隙结构材料内部的孔隙整体布局方向与壁面法向方向呈夹角设置。

进一步地，所述孔隙整体布局方向与壁面法向方向之间的夹角在45°～75°范围内。

进一步地，还包括以下内容：