【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及飞行器降热，特别地涉及一种飞行器的复合降热方法及降热装置。
技术介绍
1、高速飞行器为了获得高升阻比特性，其通常采用尖头锥结构。然而，上述高速飞行器在大气层内长航时飞行时，不仅会导致飞行器上的尖头锥、以及包括机翼前缘、进气道唇口和垂尾前缘在内的小半径钝化前缘结构遭受严酷的气动加热，而且机身的大面积区域承受着长时的热量累积，严重影响飞行器上热防护结构的使用寿命。因此，亟需降低高速飞行器表面的气动加热。
2、现有技术中，为了降低高速飞行器的气动加热温度，常采用逆向喷流降热方法，即在飞行器的头部或迎风钝化前缘设置喷嘴，喷嘴沿逆来流方向喷射气体。一方面喷射的气体能够将激波推离物面以减阻并降低热流，另一方面喷射的低温气体可与周围进行热交换以吸收部分热量，从而能够改善飞行器上被喷流覆盖区域的气动加热环境。上述逆向喷流降温方法，对小半径钝化前缘结构具有较好的降热效果，可适用于具有头锥结构的高速飞行器。
3、上述方法虽然能够降低飞行器上小半径钝化前缘结构的温度，但是小半径钝化前缘结构的气体在流向位于下游的机身大面积区域时气流温度会升高，机身的大面积区域依然承受着严酷的气动加热和长时的热量累积，飞行器的气动加热问题仍未得到有效解决。
技术实现思路
1、本专利技术提供一种飞行器的复合降热装置，用于解决现有技术中飞行器的气动加热问题，尤其用于改善飞行器上的迎风小半径钝化前缘和位于前缘下游的机身上大面积区域的气动加热环境。
2、一方面，本专利技术提供一种飞
3、在飞行器的前缘和位于前缘下游的机身分别喷射气体介质，在前缘喷射的气体介质设置为将激波推离前缘外表面以降低前缘处的热量，并在与来流进行掺混后形成掺混气体；
4、所述掺混气体随来流向下游的机身方向流动，并与在机身处喷射的气体介质再次进行掺混，从而抑制并延迟机身的边界层转捩。
5、可选地，在飞行器前缘所喷射的气体介质，其喷射方向为逆来流方向。
6、可选地，在飞行器的机身所喷射的气体介质，其喷射方向沿喷射处机身壁面的法向方向。
7、可选地，所述气体介质为密度大于空气密度的重质气体。
8、优选地，所述气体介质为二氧化碳或氮气或它们的混合。
9、另一方面，本专利技术提供一种用于实现前述飞行器的复合降热方法的降热装置，该降热装置包括：
10、第一喷射孔，设置在飞行器的前缘，第一喷射孔设置为其所喷射的气体介质适于将激波推离前缘外表面，并与来流掺混形成掺混气体；
11、第二喷射孔，设置在飞行器机的机身上，沿所述掺混气体的流动方向，所述第二喷射孔位于第一喷射孔的下游，上游的掺混气体流经所述第二喷射孔并与第二喷射孔所喷射的气体介质与再次掺混；
12、供气组件，与所述第一喷射孔以及第二喷射孔连接，所述供气组件用于向第一喷射孔和第二喷射孔供气。
13、进一步地，所述第一喷射孔的喷射方向设置为逆来流方向。
14、可选地，所述第二喷射孔的喷射方向设置为沿位于第二喷射孔所在处机身壁面的法向方向。
15、可选地，所述供气组件包括：
16、储气罐，用于储存所述气体介质；
17、动力泵，其进气口与所述储气罐连通，动力泵的出气口连接输送管路并通过输送管路分别连通所述第一喷射孔和第二喷射孔。
18、优选地，所述输送管路上设置有控制阀。
19、与现有技术相比，本专利技术的优点在于：
20、本专利技术实施例中，飞行器的复合降热方法大致如下：在飞行器的前缘沿逆来流方向喷射重质气体，如二氧化碳，喷射出的二氧化碳可将激波推离前缘外表面，以降低前缘处的气动热；而后，前缘处喷射的二氧化碳与来流进行掺混并随来流向下游流动，由于掺混气体中的二氧化碳浓度高于掺混前的来流中二氧化碳浓度，掺混气体在流向下游的机身时具备抑制转捩能力，因此，能够在一定程度上抑制机身边界层转捩，降低机身区域的热流。在此基础上，在飞行器的机身且位于前缘下游的位置，沿机身壁面的法向喷射二氧化碳，机身处喷射的二氧化碳与来自前缘的掺混有二氧化碳的来流再次掺混，使掺混气体中的二氧化碳浓度再次得以提升，其抑制机身边界层转捩能力进一步得以提升，边界层转捩得以延迟，从而可显著降低机身区域的热流，减少长航时飞行器在机身处的热量积累。
21、上述复合降热方法将逆向喷流技术和重质气体相结合，不仅能够降低前缘的结构热流，还可通过抑制边界层转捩的方式来降低飞行器上位于前缘下游的机身上大面积区域处的热流，因此，能够兼顾前缘处的局部高热流区和机身大面积区的热量积累，从而降低飞行器整体的气动加热情况。
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1.一种飞行器的复合降热方法，其特征在于，在飞行器的前缘和位于所述前缘下游的机身分别喷射气体介质，在前缘喷射的气体介质设置为将激波推离前缘外表面以降低前缘处的热量，并在与来流进行掺混后形成掺混气体；
2.根据权利要求1所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，在前缘所喷射的气体介质，其喷射方向为逆来流方向。
3.根据权利要求1所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，在飞行器的机身所喷射的气体介质，其喷射方向沿喷射处机身壁面的法向方向。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，所述气体介质为密度大于空气密度的重质气体。
5.根据权利要求4所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，所述气体介质为二氧化碳或氮气或它们的混合。
6.一种用于实现权利要求1-5中任一项所述的飞行器的复合降热方法的降热装置，其特征在于，包括：
7.根据权利要求6所述的降热装置，其特征在于，所述第一喷射孔的喷射方向设置为逆来流方向。
8.根据权利要求6所述的降热装置，其特征在于，所述第二喷射孔的喷射方向
9.根据权利要求6所述的降热装置，其特征在于，所述供气组件包括：
10.根据权利要求9所述的降热装置，其特征在于，所述输送管路上设置有控制阀。
...【技术特征摘要】
1.一种飞行器的复合降热方法，其特征在于，在飞行器的前缘和位于所述前缘下游的机身分别喷射气体介质，在前缘喷射的气体介质设置为将激波推离前缘外表面以降低前缘处的热量，并在与来流进行掺混后形成掺混气体；
2.根据权利要求1所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，在前缘所喷射的气体介质，其喷射方向为逆来流方向。
3.根据权利要求1所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，在飞行器的机身所喷射的气体介质，其喷射方向沿喷射处机身壁面的法向方向。
4.根据权利要求1-3中任一项所述的飞行器的复合降热方法，其特征在于，所述气体介质为密度大于空气密度的重质气体。
5.根...
【专利技术属性】
技术研发人员：潘鑫，凡金金，翟建，程思野，曾宏刚，
申请(专利权)人：中国航空研究院，
类型：发明
国别省市：
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