一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法

摘要

本发明公开了一种高超声速飞行器减阻防热反向喷流喷孔设计方法，具体涉及高超声速飞行器反向喷流减阻防热的实用设计方法，提出了等多角形喷孔的设计方法。首先，根据钝化半径R0，选择喷口面积S；其次，确定等多角形的角个数n；当等多边形喷孔的外接圆半径R及多边形内拐角点所在圆的半径与R的比值α确定，同时确定多边形的数量n，即可确定喷孔等多角形的喷孔形状。本发明在等喷孔面积的基础上，通过控制等多角形的扩张角数及内转角的位置来调整等多角形喷孔的形状，以此方法来控制喷流对流场的影响区域，通过扩大喷孔对流场的影响区域来改善高超声速飞行器的性能，实现最优减阻与防热特性，为飞行器设计提供技术支持。