[发明专利]一种高超声速飞行器表面等离子直流脉冲姿态控制辅助推进系统

说明书

本发明涉及一种高超声速飞行器表面等离子直流脉冲姿态控制辅助推进系统，属于飞行器动力技术领域。外表面沿着运动方向垂直间隔嵌入上下左右4对电极条，每一对电极条由IN1电极条及IN2对偶电极条构成，通过飞行器表面等离子直流脉冲实现辅助推进及姿态控制，通过驱动两组直流脉冲等离子驱动；在高超声速飞行器表面分割为上、下、左、右四个区域，每一个区域都有两种电极IN1和IN2，两组电极电压脉冲极性相反，通过驱动双直流脉冲等离子驱动；采用直流脉冲等离子驱动PWM调制系统以AT89S52单片机为控制核心，由命令输入模块、LED显示模块及直流脉冲功率放大驱动模块组成，实现数码精确控制，彻底改变了飞行器的推进方式，更节能，从原理上消除了飞行器表面阻力的来源，极具发展潜力。

技术领域

本发明涉及一种高超声速飞行器表面等离子直流脉冲姿态控制辅助推进系统，属于航空动力技术领域。

背景技术

高超声速飞行器的技术难点：（1）动力系统：目前采用是喷气发动机，通常由进气道、压气机、燃烧室、涡轮和尾喷管组成。由于高温涡轮同压气机装在同一条轴上，因此也驱动压气机旋转，从而反复的压缩吸入的空气。从高温涡轮中流出的高温高压燃气，在尾喷管中继续膨胀，以高速从尾部喷口向后排出。这一速度比气流进入发动机的速度大得多，从而产生了对发动机的反作用推力，驱使飞机向前飞行。由于机构复杂，速度达到一定极限时，高温涡轮的转速会达到一个极限值；现在研的是冲压发动机，冲压发动机是吸气式发动机的一种，它利用大气中的氧气作为全部或部分的氧化剂,与自身携带的燃料进行反应，利用结构部件产生激波来对高速气流进行压缩，实现气流减速与增压。还有一种超燃冲压发动机，经一系列激波系进行压缩，为燃烧室提供一定流量、温度、压力的气流，便于燃烧的组织后，完成推动。这两种发动机面临的问题是产生激波的过程不稳定。

（2）高超声速飞行器研发过程中遇到的另一个难题就是气动加热问题，即所谓热障。它主要是飞行器飞行时由于激波和粘性的作用，其周围空气温度急剧升高，形成剧烈的气动加热环境，使一般飞行器结构无法承受。为克服热障，尽可能降低进入飞行器的气动加热率，即热流。作为防热材料使用时有其特殊要求。首先要有大的比热，这样单位质量的材料才能吸收更多的热量；其次要有高的导热率，只有这样才能使热沉材料的温差不致过大，由于热沉材料的破坏温度一般不是很高，要想吸收大量的热，就必须大量增加热沉材料的质量，形成比较笨重的防热系统。辐射防热主要利用材料的辐射特性。就是将其表面的气动热再以辐射的形式散发出去。由于辐射热流与表面温度的四次方成正比，因此，选用的辐射防热材料不仅要有高辐射特性外，而且还必需有低导热率和耐高温特性。

发汗冷却防热通过从多孔表面渗出流体达到防热的目的。主要靠热阻塞效应或质量引射效应的机理来防热。基本原理是，当流体注入飞行器表面边界层时，使边界层结构发生改变，厚度增大而使得温度梯度降低，从而减小进入飞行器的对流传热。飞行器使用发汗冷却防热优点是在飞行中没有气动外形的变化，还可以通过控制流体的渗出量来适应不同大小热流的热防护需求。薄膜冷却防热依靠在飞行器表面的小孔喷出液体或气体，在表面形成一层很薄的液膜或气膜，将飞行器表面与高温气体分隔开，而后液体蒸发吸热，气体注入边界层，产生热阻塞效应，降低进入飞行器的对流传热。薄膜冷却防热与上述发汗冷却防热相类似。很多人把它归结到发汗冷却防热。

烧蚀防热通过烧去外层，来达到保护内层的目的。烧蚀热防护由于有效、可靠、自适应、重量轻、工艺简单、便于搬运和储存等优点而得到广泛应用。中远程弹道导弹弹头、返回式卫星、宇宙飞船、登月飞行返回舱以及航天飞机机头和机翼尾翼前缘，都使用烧蚀防热。经过几十年的研究试验和实际应用，现已研发多种烧蚀材料，供不同用途的飞行器或飞行器的不同部位选用。烧蚀防热是目前高超声速飞行器热防护中应用最成功的一种方法。烧蚀防热的主要缺点是一次性使用和由于烧蚀产生的气动外形变化。后者，将影响再入航天器的稳定性、落点精度和再入机动飞行，以及巡航飞行器的升阻力、稳定性和操纵性。