一种气动热防护装置及高超声速飞行器

本技术涉及但不限于飞行器热防护领域，尤指一种气动热防护装置及高超声速飞行器。

背景技术：

1、高超声速飞行器是指以5倍声速以上速度飞行的飞行器，然而临近空间内长时间的高超声速飞行将导致严重的气动加热问题，在无热防护措施的情况下，飞行器表面温度可达2000k以上。由于高超声速飞行器的控制与动力的需求，在飞行器表面和发动机内部存在着各种各样的突起或折转结构，会产生复杂的激波边界层干扰现象，在激波干扰区域会产生极其严重的局部气动加热，甚至可能会高于驻点状态。

2、现有的高超声速气动热防护技术可以分为被动式热防护与主动式热防护，以及它们的组合。

3、现有的被动式热防护技术包括采用热沉结构、隔热结构、烧蚀结构、疏导式高温热管及它们的组合。专利cn106547965a公开了一种高超声速滑翔类飞行器的热防护装置，所述装置包括防热层、隔热层和承力层，所述防热层与隔热层均为陶瓷防热材料，导热系数小于0.1w/mk，密度为200kg/m3～300kg/m3，其热防护机理为表面防热层吸热后辐射掉大部分热量，低导热率隔热层进一步阻止剩余热量向机体内部入侵。专利cn110901885a公开了一种飞行器的热防护系统，装置包括飞行器主体，其外壁从内至外铺设有隔热层和防热层，所述防热层远离所述隔热层的一侧上设有空气舵，所述防热层包括第一防热区和第二防热区，所述第二防热区位于所述空气舵的舵尖的下方，所述防热层的剩余区域均为所述第一防热区，防热区铺设有烧蚀材料预浸布，其热防护机理为通过烧蚀材料发生复杂的烧蚀反应来吸收气动热。专利cn112389629a公开了一种模块化翼前缘结构及高速飞行器，所述模块化翼前缘结构包括一体化翼形高温热管、储热模块、吸热模块，其热防护机理为热量在严重加热区域被热管中的工质吸收并汽化，形成的蒸汽流向冷端释放，工质冷凝回流到热端。以上被动式热防护技术仅能针对设计工况附近进行热防护，相对于临近空间中复杂的飞行环境不够灵活，对气动热的控制能力较弱，防热效率比较低。对于防隔热结构，还会大大增加飞行器的死重，降低有效运载重量；对于烧蚀结构，在服役的过程中还会导致飞行器气动外形改变；对于高温热管，由于存在工作极限，其难以在较高马赫数飞行时、面临更高气动热环境下稳定工作。

4、现有的主动热防护技术包括对流冷却、发汗冷却、冲击射流冷却与逆向喷流冷却等。对流冷却一般使用燃料作为冷却剂，通过受热表面下的冷却管路与受热表面发生对流换热，将受热严重部分的热量带走，然后再进入燃烧室进行燃烧，该冷却方式一般常见于火箭发动机中，也被称为再生冷却，该冷却方式改善了受热表面的情况，然而燃料存在高温裂解、结焦等问题，而且在吸气式高超声速飞行器中燃料的总量与总热容是有限的。专利cn2744599y公开了一种超高速飞行器气动加热受热表面热防护装置，所述装置在受热表面部位设置一层多孔介质，多孔介质表面下与冷却工质腔体连接，冷却剂从多孔介质表面渗出，采用发汗冷却进行热防护，对气动热有冷却和隔热的双重效果，然而所述技术的多孔介质容易发生堵塞，工作稳定性较差，而且由于渗流速度较小，发汗冷却对主流场的可控性较弱，难以应对临近空间复杂的飞行环境。专利cn219115701u公开了一种高超声速飞行器头锥及具有该头锥的高超声速飞行器，所述装置结合了热管疏导被动防热、射流冲击主动防热、逆向喷流主动防热等技术，其冷却效率高，但需要大量的冷却工质，而且逆向喷流主动防热只能用于头锥部位气动热防护。

5、综上所述，现有的被动热防护技术仅在设计工况上有效，灵活性不足，难以应对临近空间高超声速飞行中复杂的气动热环境；防热效率较低，会增加飞行重量与飞行成本；可能会改变飞行器气动外形，产生附加阻力与不稳定因素。现有的主动热防护技术需要的冷却剂量较大，主要关注头锥的热防护而没有考虑到高超声速激波干扰区域极端的气动加热特点。

技术实现思路

1、本技术实施例提供了一种气动热防护装置及高超声速飞行器，可以为高超声速飞行器激波干扰区域严重的气动热问题提供一种高效、灵活的解决方案，能够应对临近空间高超声速飞行中复杂的气动热环境，且不使用时不会改变飞行器气动外形，不会产生额外的附加阻力与不稳定因素。

2、本技术实施例提供了一种气动热防护装置，包括：微射流孔板，所述微射流孔板设有微射流孔排，所述微射流孔排包括成排分布的微射流孔，所述微射流孔设置成向来流喷射冷却气流，且喷射的冷却气流方向与来流方向形成直角或锐角，所述微射流孔板设置成设置在高超声速飞行器的激波与来流边界层相互干扰形成的激波干扰区域的沿来流方向的上游侧；稳压腔，与所述微射流孔排连通；供气装置，与所述稳压腔相连，设置成向所述稳压腔提供冷却气；和测控模块，与所述供气装置相连，设置成检测工况信息并根据所述工况信息控制所述供气装置的启停及工作参数，以调节所述微射流孔喷出的微射流的参数。

3、本技术实施例提供的气动热防护装置，在飞行器的激波干扰区域需要进行气动热防护时可以通过供气装置向稳压腔输送冷却气，冷却气可以经微射流孔加速后形成冷却微射流，射入来流主流中。当冷却微射流射入主流后，一方面，微射流与主流相互干扰产生对转流向涡，对转流向涡穿过激波后由于gortler不稳定性(指气流绕过折角存在曲率，进而产生的离心力不稳定性)被强化，对转流向涡在斜坡表面上强化了壁面法向的对流输运过程，有利于将近壁因摩擦产生的气动热向主流输运；另一方面，冷却微射流破坏了激波边界层干扰产生的回流涡边缘剪切层的升温过程，有效降低了气动热的产生。因此，本技术提供的气动热防护装置，可以通过冷却微射流来调控流场，高效实现激波干扰区域的气动热防护，从根源上降低气动热的产生。

4、并且，测控模块可以根据工况信息控制供气装置的启停及工作参数，使得微射流的总压比可以根据实际工况得到调整，从而能够灵活地应对临近空间复杂的气动热工况。并且，微射流孔板固定在飞行器上，在不需要使用时形状不会发生变化，因而不会破坏飞行器的气动外形，不会产生附加阻力。而且微射流孔板是侧向喷流，并非逆向喷流(即逆着来流方向喷流)，对总压要求不高，易于实现。

5、在一种示例性的实施例中，所述供气装置包括：储气罐、冷却气管道和电控阀；所述稳压腔设有进气孔，所述储气罐通过所述冷却气管道与所述进气孔连通；所述电控阀设于所述冷却气管道上；所述测控模块与所述电控阀电连接，设置成检测工况信息并根据所述工况信息控制所述电控阀的通断和开度，以调节所述微射流孔喷出的微射流的总压比。

6、在一种示例性的实施例中，所述测控模块包括温度传感器、压力传感器以及控制器，所述温度传感器设置成检测来流总温和所述激波干扰区域的壁面温度，所述压力传感器设置成检测来流总压和来流静压；所述控制器与所述温度传感器及所述压力传感器电连接，设置成根据所述来流总压和来流静压确定来流马赫数，并根据所述来流总温、来流总压、来流马赫数和所述激波干扰区域的壁面温度控制所述电控阀的通断和开度。

7、在一种示例性的实施例中，所述储气罐设置成储存压缩空气，所述压缩空气的工质总温为地表温度。

8、在一种示例性的实施例中，所述微射流孔为圆柱孔，所述圆柱孔的直径在0.5mm至1mm的范围内。

9、在一种示例性的实施例中，所述微射流孔为圆柱孔，所述微射流孔排中相邻的所述微射流孔的孔心间距与所述微射流孔的直径之比在5至20的范围内。

10、在一种示例性的实施例中，所述测控模块设置成使所述微射流孔的出口处的微射流处于声速欠膨胀射流状态。

11、在一种示例性的实施例中，所述稳压腔的长度与所述微射流孔板的长度相等，并与所述微射流孔板无缝密封连接。

12、在一种示例性的实施例中，所述微射流孔的中心轴线与所述微射流孔板的厚度方向垂直；或者，所述微射流孔的中心轴线相对于所述微射流孔板的厚度方向倾斜设置，且使微射流的喷出方向与来流方向之间形成锐角，所述锐角不小于30°。

13、本技术实施例还提供了一种高超声速飞行器，包括：飞行器本体，所述飞行器本体具有激波与来流边界层相互干扰形成的激波干扰区域；和如上述实施例中任一项所述的气动热防护装置，设于所述飞行器本体，且所述微射流孔板位于所述激波干扰区域的上游侧。

14、在一种示例性的实施例中，所述激波干扰区域的上游侧设有与所述微射流孔板适配的安装槽，所述微射流孔板固定于所述安装槽内，以与所述激波干扰区域的上游侧壁面齐平。

15、在一种示例性的实施例中，所述微射流孔为圆柱孔，所述微射流孔的中心轴线与所述激波干扰区域内的激波理论入射点之间的间距a与所述微射流孔的直径之比在5至30的范围内。

16、在一种示例性的实施例中，所述激波干扰区域位于以下至少一处：所述飞行器本体的外表面，所述飞行器本体的发动机的进气道。

17、与相关技术相比，本技术实施例提供的气动热防护装置及高超声速飞行器，具有以下有益效果：

18、(1)根据激波干扰区域的流场特征，利用小孔径小流量微射流通过流场调控即可高效实现激波干扰区域的气动热防护，从根源上降低气动热产生；

19、(2)利用电磁阀可以精确控制微射流开关与总压比，可以灵活地应对临近空间复杂的气动热工况；

20、(3)能在飞行器表面齐平安装，在不开启时不破坏气动外形，不产生附加阻力；

21、(4)没有活动部件，结构简单可靠，冷却气体采用常温压缩空气即可，由于是侧向射流，对总压要求也不高，易于实现；

22、(5)微射流孔的数量、位置、压比等参数为热防护系统的设计提供了新的自由度，有利于针对具体飞行任务进行优化设计。

23、本技术的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本技术而了解。本技术的其他优点可通过在说明书以及附图中所描述的方案来实现和获得。