一种航天器减阻降热装置及方法与流程

本发明涉及高超声速空气动力学技术领域，尤其涉及一种航天器减阻降热装置及方法。

背景技术：

为解决高超声速航天器在飞行时受到的阻力，高超声速航天器的钝体头部通常会设置激波针实现减阻降热。激波针的前端可设计成多种构型，以改变航天器钝体头部引起的弓形激波的形态，达到减阻的目的。但在航天器飞行过程中，由于在一定的飞行马赫数和攻角范围内，激波针诱导的斜激波会与钝体自身诱导的弓形激波发生干扰，这种激波干扰在钝体表面引起的强压力同样是航天器阻力的重要来源，而且引起的高热流还会对航天器头部的材料产生烧蚀，威胁飞行安全。由于激波针是机械式的被动装置，其几何形状不能改变，也就是说，在一定的飞行条件下，造成的激波干扰整体形态固定不变，在航天器表面仍会产生较大的局部压力载荷，导致激波干扰区内局部热载荷较大，且激波干扰时会发生明显的振荡现象，使航天器头部产生压力脉动，导致航天器的气动性能恶化。

技术实现要素：

本发明的目的是针对上述至少一部分不足之处，提供一种能够灵活改变激波干扰形态，减小由于激波干扰造成的局部压力载荷的航天器减阻降热技术。

为了实现上述目的，本发明提供了一种航天器减阻降热装置，包括：

激波针、第一钨电极、第二钨电极、第三钨电极、第四钨电极和高压脉冲电源模块；

所述激波针设于航天器的钝体头部中心；

所述第一钨电极、所述第二钨电极间隔嵌设于所述激波针的一侧，与所述激波针的侧面平齐，所述第一钨电极位于所述激波针的前端；

所述第三钨电极、所述第四钨电极间隔嵌设于所述激波针的另一侧，与所述激波针的侧面平齐，且分别位于所述第二钨电极、所述第一钨电极的对侧；

所述高压脉冲电源模块设于航天器的钝体内部，正极通过高压导线和第一开关连接所述第一钨电极，还通过高压导线和第三开关连接所述第三钨电极，负极通过高压导线和第二开关连接所述第二钨电极，还通过高压导线和第四开关连接所述第四钨电极，用于提供击穿流场气体的脉冲高压；所述高压脉冲电源模块上设有电压调节器，用于调节所述高压脉冲电源模块的供电参数。

优选地，所述高压脉冲电源模块的输出功率范围为100～500w，放电频率范围为10～20khz，脉宽范围为10～20μs，供电电压范围为10～20kv。

优选地，所述第一钨电极、所述第二钨电极、所述第三钨电极、所述第四钨电极为圆形电极，直径范围为1～2mm。

优选地，所述第一钨电极、所述第二钨电极之间的间隔范围为10～15mm，所述第三钨电极、所述第四钨电极之间的间隔范围为10～15mm。

优选地，该装置还包括控制模块，所述控制模块与所述高压脉冲电源模块、所述电压调节器、所述第一开关、所述第二开关、所述第三开关、所述第四开关信号连接，用于根据输入信号生成相应的控制指令并发送。

优选地，该装置还包括还包括攻角检测器，所述攻角检测器与所述控制模块信号连接，用于检测航天器的飞行攻角，并向所述控制模块发送；

所述控制模块用于在所述攻角检测器测得的正攻角超过预设正攻角阈值时，生成接通指令并向所述第三开关和所述第四开关发送，生成断开指令并向所述第一开关和所述第二开关发送；在所述攻角检测器测得的负攻角超过预设负攻角阈值时，生成接通指令并向所述第一开关和所述第二开关发送，生成断开指令并向所述第三开关和所述第四开关发送。

优选地，各高压导线均设于所述激波针内部。

本发明还提供了一种航天器减阻降热方法，该方法采用上述的航天器减阻降热装置实现，包括如下步骤：

在航天器安装所述航天器减阻降热装置，并使得所述第一钨电极、所述第二钨电极位于航天器上侧，所述第三钨电极、所述第四钨电极位于航天器下侧；

在安装后检查激波针的光滑度；

开启所述高压脉冲电源模块，并接通所述第一开关和所述第四开关，断开所述第二开关和所述第三开关。

优选地，该方法还包括如下步骤：

当航天器飞行攻角为正且超过预设正攻角阈值时，接通所述第三开关和所述第四开关，断开所述第一开关和所述第二开关；

当航天器飞行攻角为负且超过预设负攻角阈值时，接通所述第一开关和所述第二开关，断开所述第三开关和所述第四开关。

本发明的上述技术方案具有如下优点：本发明提供了一种航天器减阻降热装置及方法，本发明通过钨电极给机械式激波针增加电弧能量沉积辅助，在发挥激波针减阻作用的同时，依靠电弧能量沉积加热来流气体，改变流场流动参数，从而改变激波干扰形态，进一步减小由于激波干扰造成的局部压力载荷，实现更好的减阻降热效果，同时，激波干扰形态的改变也可削弱局部热载荷对航天器表面的材料烧蚀，改善激波振荡对航天器气动性能的影响，提高飞行安全性。

附图说明

图1是本发明实施例中一种航天器减阻降热装置的结构示意图。

图中：1：第一钨电极；2：第二钨电极；3：第三钨电极；4：第四钨电极；5：激波针；6：斜激波；8：弓形激波；9：第一激波干扰区；10：第二激波干扰区；11：高压脉冲电源模块；12：高压导线；13：第一开关；14：第二开关；15：第三开关；16：第四开关；17：电压调节器。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例一

如图1所示，本发明实施例提供的一种航天器减阻降热装置，包括激波针5和高压脉冲电源模块11，以及四个钨电极：第一钨电极1、第二钨电极2、第三钨电极3、第四钨电极4。具体地，其中：

激波针5设于航天器的钝体头部中心，用于形成斜激波6，从而改变钝体头部引起的弓形激波8的形态，实现激波减阻。

如图1所示，第一钨电极1、第二钨电极2间隔嵌设于激波针5的一侧，优选设在激波针5的上侧，激波针5的方向与航天器的轴线方向一致，激波针5的上、下侧，即航天器的上、下侧。航天器通常水平/倾斜发射，航天器的上、下侧是相对于地面而言。沿着飞行器轴线方向看，垂直于轴线向且指向地面方向为下侧，其反方向为上侧。第一钨电极1、第二钨电极2的电极表面与激波针5的侧面平齐，即钨电极嵌入后，整体的外表面光滑，无凸起或凹陷，避免引起壁面流动干扰和气动烧蚀。第一钨电极1位于激波针5的前端，第二钨电极2相对于第一钨电极1更靠近航天器的钝体头部。

相对应的，如图1所示，第三钨电极3、第四钨电极4间隔嵌设于激波针5的另一侧，与激波针5的侧面平齐，且第三钨电极3、第四钨电极4分别位于第二钨电极2、第一钨电极1的对侧。第四钨电极4位于激波针5的前端，第三钨电极3相对于第四钨电极4更靠近航天器的钝体头部。

高压脉冲电源模块11设于航天器的钝体内部，高压脉冲电源模块11的正极通过高压导线12和第一开关13连接第一钨电极1(即第一开关13设于连接高压脉冲电源模块11的正极与第一钨电极1的高压导线12上，用于调控高压脉冲电源模块11的正极与第一钨电极1之间的通断)。高压脉冲电源模块11的正极还通过高压导线12和第三开关15连接第三钨电极3。高压脉冲电源模块11的负极通过高压导线12和第二开关14连接第二钨电极2，高压脉冲电源模块11的负极还通过高压导线12和第四开关16连接第四钨电极4。高压导线12的耐压极限优选为30kv及以上，确保装置的可靠性、安全性。进一步地，该装置中，各条高压导线12均设于激波针5内部，避免来流流场干扰电路正常工作。

高压脉冲电源模块11用于为各钨电极提供击穿流场气体的脉冲高压，以便在第一钨电极1与第四钨电极4之间、第一钨电极1与第二钨电极2之间，或第三钨电极3与第四钨电极4之间形成放电通道。高压脉冲电源模块11上设有电压调节器17，用于调节高压脉冲电源模块11的供电参数(例如输出功率)，以调控放电通道，即调控电弧能量沉积。

使用时，激波针5的存在本身改变了航天器钝体头部造成的弓形激波8的形态，具有激波减阻的功能。但激波针5诱导的斜激波6与航天器钝体造成的弓形激波8会相互干扰，在激波干扰区(如图1所示的第一激波干扰区9、第二激波干扰区10)产生较大的局部压力载荷，该压力载荷也是航天器阻力的重要来源，尤其是在大攻角条件下，激波干扰更容易发生。

当出现激波干扰区时，开启该装置的高压脉冲电源模块11形成放电通道，钨电极之间的电弧能量沉积可辅助激波针5进行气动减阻工作。工作时，第一钨电极1与第四钨电极4之间、第一钨电极1与第二钨电极2之间，或第三钨电极3与第四钨电极4之间击穿空气，建立放电通道，形成加热区，被加热区加热的流体向下游传播，作用于激波干扰区，导致激波干扰区的激波干扰形态发生改变，使得激波针5诱导的斜激波6远离钝体，激波干扰引起的局部压力载荷减小，热流降低，从而达到进一步减小气动阻力和降低热流的目的。

优选地，高压脉冲电源模块11的输出功率范围为100～500w，放电频率范围为10～20khz，脉宽范围为为5～20μs，供电电压范围为10～20kv。高压脉冲电源模块11的高频电弧能量输出可连续使激波针5前缘诱导的斜激波6发生偏转，电压越高，即输出功率越大，斜激波6偏转的程度越大。在此范围内，电弧能量沉积加热流区能够持续地对激波针5诱导的斜激波6进行扰动，使斜激波6发生偏折，从而改变激波干扰区(如图1所示的第一激波干扰区9、第二激波干扰区10)的位置，使钝体表面的局部高压区减弱或者消失。

优选地，第一钨电极1、第二钨电极2、第三钨电极3、第四钨电极4可采用圆形电极，直径范围为1～2mm。

优选地，为建立稳定的放电通道，第一钨电极1、第二钨电极2之间的间隔范围为10～15mm，第三钨电极3、第四钨电极4之间的间隔范围为10～15mm。选择该间隔范围，一是为了使钨电极之间的空气更好地击穿，二是为使电弧沉积的能量更加集中，对斜激波的扰动能力更高。

优选地，该装置还包括控制模块，控制模块可设于航天器内部，与高压脉冲电源模块11、电压调节器17、第一开关13、第二开关14、第三开关15、第四开关16信号连接，用于根据输入信号生成相应的控制指令，并对应地发送至电压调节器17、第一开关13、第二开关14、第三开关15、第四开关16。电弧等离子体能量沉积只需消耗电能，通过控制模块可及时调整该装置的工作状态(即调整放电参数)，进而改变电弧能量沉积对于激波干扰的作用效果，且响应十分迅速。输入信号可以来自于用户输入，实现人机交互，也可以来自于传感器，实现自动化控制。

优选地，该装置还包括攻角检测器，攻角检测器与控制模块信号连接，用于检测航天器的飞行攻角，并向控制模块发送。

控制模块用于在攻角检测器检测得到的飞行攻角为正攻角，且正攻角超过预设正攻角阈值时，生成接通指令并向第三开关15和第四开关16发送，生成断开指令并向第一开关13和第二开关14发送，使得第三钨电极3和第四钨电极4之间能够形成放电通道，产生电弧能量沉积。第三钨电极3和第四钨电极4位于激波针5一侧，在这种工作模式下，激波针5两侧的加热区不对等，电弧能量沉积更多地加热第三钨电极3和第四钨电极4所在一侧的流场，使得该侧的斜激波向外偏转更多，从而更多地减少第二激波干扰区10的压力载荷。

控制模块还用于在攻角检测器检测到的飞行攻角为负攻角，且负攻角超过预设负攻角阈值时，生成接通指令并向第一开关13和第二开关14发送，生成断开指令并向第三开关15和第四开关16发送，使得第一钨电极1和第二钨电极2之间能够形成放电通道，产生电弧能量沉积。第一钨电极1和第二钨电极2设于激波针5一侧，激波针5两侧的加热区不对等，电弧能量沉积更多地加热第一钨电极1和第二钨电极2所在一侧的流场，使得该侧的斜激波向外偏转更多，从而更多地减少第一激波干扰区9的压力载荷。

实施例二

本发明还提供了一种航天器减阻降热方法，采用如上述任一实施方式所述的航天器减阻降热装置实现，具体包括如下步骤：

s1、在航天器安装所述航天器减阻降热装置，并使得第一钨电极1、第二钨电极2位于航天器上侧，第三钨电极3、第四钨电极4位于航天器下侧。

s2、在安装后检查激波针5的光滑度，避免钨电极安装不当引起壁面流动干扰和气动烧蚀。

s3、开启高压脉冲电源模块11，并接通第一开关13和第四开关16，断开第二开关14和第三开关15，使得第一钨电极1、第四钨电极4之间能够形成放电通道。

优选地，该方法还包括：

s4、当航天器飞行攻角为正且超过预设正攻角阈值时，接通第三开关15和第四开关16，断开第一开关13和第二开关14；当航天器飞行攻角为负且超过预设负攻角阈值时，接通第一开关13和第二开关14，断开第三开关15和第四开关16。

当航天器的飞行攻角为0时，接通第一开关13和第四开关16，第一钨电极1、第四钨电极4之间形成放电通道，使得斜激波6向激波针5上、下两侧偏转更多，从而使第一激波干扰区9、第二激波干扰区10向钝体上、下两侧偏转，减少压力载荷与热载荷。

当飞行攻角为正(且超过预设正攻角阈值)时，接通第三开关15和第四开关16，第三钨电极3和第四钨电极4之间形成放电通道，使得第三钨电极3、第四钨电极4一侧的斜激波向激波针5下侧偏转更多，从而使第二激波干扰区10向钝体下侧偏转更多，减少第二激波干扰区10压力载荷与热载荷。

当飞行攻角为负(且超过预设负攻角阈值)时，接通第一开关13和第二开关14，第一钨电极1和第二钨电极2之间形成放电通道，使得第一钨电极1、第二钨电极2一侧的斜激波向激波针5上侧偏转更多，从而使第一激波干扰区9向钝体上侧偏转更多，减少第一激波干扰区9压力载荷与热载荷。

综上所述，本发明提供了一种航天器减阻降热装置及方法，本发明利用电弧能量沉积灵活调控激波针造成的激波干扰，能够产生更好的减阻效果，降低气动加热载荷，弥补现有激波针的不足之处，提高航天器气动性能。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。