一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法与流程

本发明涉及高超声速飞行器领域，尤其涉及一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法。

背景技术：

高超声速飞行器具有远程作战效能高、迅速击中目标、能对大量目标进行快速且迅猛地打击等优点，成为当今世界军事强国都在关注的武器发展方向。而优异的增升减阻性能又始终是高超声速飞行器追求的目标，因此研究高超声速飞行器减阻方法具有重要的应用价值和经济效益。

高超声速飞行时飞行器头部会产生强大的脱体激波，从结构性能以及热防护的角度考虑，一般高超声速飞行器的头部会被做成钝头体，从而在高超声速飞行时产生高强度的正激波，在正激波下空气被高度压缩，激波后的空气压强和密度上升得很高，激波的强度很大，当高超声速气流通过时，空气微团受到的阻滞最强烈，速度大大降低,动能消耗很大，就会产生巨大的波阻。在高超声速飞行时，激波和波阻的产生，对飞行器飞行性能的影响是巨大的。出现强大的弓形激波是导致阻力增加的主要因素。巨大的阻力不仅意味着飞行器要携带更多的燃料来克服阻力影响，而且也导致了自身有效载荷的减少。激波阻力是影响高超声速飞行的最大障碍之一，所以减小波阻是高超声速飞行器研究中最重要的考虑因素之一。要有效地实现高超声速飞行和高超声速飞行器的设计研究，就必须考虑如何减小激波阻力的问题。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法，包括以下步骤：

1)首先通过cfd数值模拟计算得到高超声速飞行器在不同超音速飞行状态下弓形激波产生的位置，将这些位置信息提前输入机载计算机；

2)在飞行器上布置飞秒激光发生器，飞行过程中机载计算机通过将当前飞行状态与数值计算结果进行对比，获得飞行器前方弓形激波的大致位置，控制飞秒激光发生器调整发射方向和焦距，使得发射的激光聚焦在弓形激波产生的区域。

本发明中，根据飞行器前部的激波强度分布，在飞行器的不同位置安装的飞秒激光发生器功率不同，其中，靠近机头的飞秒激光发生器功率较高，靠近翼梢的飞秒激光发生器功率较低。

步骤2)中，在安装飞秒激光发生器时，选取飞行器机翼平面为安装平面，从机头位置到机尾方向依次设计以飞行器中轴线为轴对称的飞秒激光发生器，并要求工作时的激光点源尽量保持在飞行器机翼平面的上方，以提高飞行器的升力。

本发明中，由飞行器的左侧机翼翼梢到右侧机翼布置有八个飞秒激光发生器，其中，机头部分对称布置有两组飞秒激光发生器，机翼转角处和翼梢位置处各对称布置有一组飞秒激光发生器。

由于高超声速飞行器构型、尺寸和不同飞行马赫数的差异，设定飞秒激光发生器的发射功率标准值为：

其中，k为飞行器构型系数，当飞行器为乘波体构型时取0.8，飞行器构型时取1.2；m为飞行器瞬时的飞行马赫数，l为飞行器机身长度，c为飞行器的翼展长度；

设定飞行器的左侧机翼翼梢到右侧机翼所布置的八个飞秒激光发生器依次编号为1～8号，1号和8号飞秒激光发生器的功率为0.6p，2号和7号飞秒激光发生器的功率为0.8p，3号和6号飞秒激光发生器的功率为1.2p，4号和5号飞秒激光发生器的功率为1.4p。

所述4号和5号飞秒激光发生器各自产生三个并列的激光点源，其余飞秒激光发生器分别产生一个激光点源，根据相应的飞行状态，机载计算机给出激光点源的空间位置，共计形成十二个激光点源分布。

当飞行器处于亚音速飞行状态时，关闭飞秒激光发生器。

所述飞秒激光发生器的固定基座采用三轴稳定云台，三轴稳定云台的底部与飞行器机身结构固连。

当飞行器进行大攻角机动飞行时，通过可调式反射镜调节光路方向，使激光束通过可调式反射镜穿过透窗。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

1、飞秒激光发生器能够使激光击穿空气产生高温高压的等离子体，当冲击波传播到钝体头部时，会使头部压力稍有增加，进而阻力稍有增加，随后等离子体冲击波与钝体头部的弓形激波相互作用，使其变为较弱的斜激波，此时飞行器的气动阻力迅速减小，采用飞秒激光点源沉积的方式完成减阻作用。

2、可以通过调节飞秒激光发生器的功率控制减阻比：在飞行器头部附近安装8台飞秒激光发生器的方法能够减小飞行器的机身部分的阻力，同时可以减小飞行器高超声速飞行过程中产生的脱体激波对进气道产生的干扰。

3、减小热效应：高声速飞行器头部前缘是气动热最为严重的地方之一，激光等离子体减阻技术在高超声速飞行器中的应用可以有效地降低头部前缘的热应力，降低飞行器的热防护要求，增大有效载荷。

4、减小音爆：利用产生的激波在相位上的差异，诱使它们互相对消，使传递到地面的n形波强度减小，以减小音爆的影响。

5、产生升力：当激光点火位置位于对称轴上方时，将减小上表面的压力，而下表面却没有相应的压力与之平衡，故飞行器会获得一个很强的激波升力，同时阻力也随之减小，如此会大大提高高超声速飞行器的升阻比，降低燃料消耗，提高飞行器的经济效益。

附图说明

图1为飞秒激光发生器的安装位置和飞行器前端激光点源的排布位置示意图；

图2为飞秒激光发生器的安装平面示意图；

图3为激波锥截面激光点源布置安排示意图；

图4为1～8号飞秒激光发生器的额定功率分布图；

图5为飞秒激光发生器与三轴稳定云台的安装结构示意图；

图6反射式激光光路调节原理图。

附图标记：云台固连螺柱1，水平转动机构2，俯仰转动机构3，飞秒激光发生器4，飞秒激光发生器机身5，透窗6，可调式反射镜7。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

一种基于激光等离子体的高超声速飞行器减阻方法，包括以下步骤：

1)首先通过cfd数值模拟计算得到高超声速飞行器在不同超音速飞行状态下弓形激波产生的位置，将这些位置信息提前输入机载计算机；

2)在飞行器上布置飞秒激光发生器，飞行过程中机载计算机通过将当前飞行状态与数值计算结果进行对比，获得飞行器前方弓形激波的大致位置，控制飞秒激光发生器调整发射方向和焦距，使得发射的激光聚焦在弓形激波产生的区域。

如图1～2所示，在安装飞秒激光发生器时，选取飞行器机翼平面为安装平面，从机头位置到机尾方向依次设计以飞行器中轴线为轴对称的飞秒激光发生器，并要求工作时的激光点源尽量保持在飞行器机翼平面的上方，以提高飞行器的升力；

具体地，由飞行器的左侧机翼翼梢到右侧机翼布置有八个飞秒激光发生器，其中，机头部分对称布置有两组飞秒激光发生器，机翼转角处和翼梢位置处各对称布置有一组飞秒激光发生器；设定飞行器的左侧机翼翼梢到右侧机翼所布置的八个飞秒激光发生器依次编号为1～8号。

当飞行器处于亚音速飞行状态时，关闭飞秒激光发生器。当飞行器进入超声速飞行状态后，由于高超声速飞行器构型、尺寸和不同飞行马赫数的差异，为了方便设置不同位置的激光发生器的发射功率，设定飞秒激光发生器的发射功率标准值(单位：千瓦)为：

其中，k为飞行器构型系数，当飞行器为乘波体构型时取0.8，飞行器构型时取1.2；m为飞行器瞬时的飞行马赫数，l(单位：米)为飞行器机身长度，c(单位：米)为飞行器的翼展长度；

为了提高经济效应，减少不必要的能量浪费，根据飞行器前部的激波强度分布，在飞行器的不同位置安装的飞秒激光发生器功率不同，其中，靠近机头的飞秒激光发生器功率较高以削弱机头前端较高强度的弓形激波，靠近翼梢的飞秒激光发生器功率较低以节约能源；具体地，如图4所示，1号和8号飞秒激光发生器的功率为0.6p，2号和7号飞秒激光发生器的功率为0.8p，3号和6号飞秒激光发生器的功率为1.2p，4号和5号飞秒激光发生器的功率为1.4p。

本发明的原理如下：

飞秒激光是指时域脉冲宽度在飞秒(毫微微秒)量级的激光。飞秒激光不是单色光，而是在中心波长左右的一段波长连续变化光的组合，利用这段范围内连续波长光的空间相干来获得时间上极大的压缩，从而实现飞秒量级的脉冲输出。由于飞秒激光的峰值功率非常高，经过聚焦后，其光强能达到千瓦/平方厘米量级。这样的强度远超过原子内部相互作用库伦场，所以，飞秒激光脉冲能轻易将电子脱离原子的束缚，形成等离子体。等离子体吸收激光能量后内部温度压强急剧升高，继续吸收激光能量会从焦点区域开始向外迅速膨胀，推动周围空气产生冲击波。冲击波与钝体飞行器头部的正激波相互作用，使其变成斜激波，波后仍然是超声速气流，从而能够减小飞行器超声速飞行过程中的阻力。

以下给出具体实施例：

实施例中所采用的飞行器构型为美军sr72无人高超声速飞行器，尺寸如下：机身长度5.4米，翼展2.4米。如图1和图3所示，飞行器设置八个飞秒激光发生器，其中为了适应激波锥面，所述4号和5号飞秒激光发生器各自产生三个并列的激光点源，其余飞秒激光发生器分别产生一个激光点源，根据相应的飞行状态，机载计算机给出激光点源的空间位置，在飞行器前方共计形成十二个激光点源分布，距离飞行器中轴线距离较近的等离子体冲击波首先到达钝体头部与弓形激波作用后，使得压力峰值移向钝头体肩部，随后其他激光点源产生的等离子体冲击波传播到钝头体肩部与激波相互作用，降低了钝头体肩部的压力峰值，从而使得头部低压区域往钝头体肩部扩散，低压区域增加，大大降低了飞行器头部的压力，使得减阻效果更明显。

如图5所示，所述飞秒激光发生器4通过飞秒激光发生器机身5与三轴稳定云台固定连接，三轴稳定云台的底部通过云台固连螺柱1与飞行器机身结构固连，在飞行器进行小幅度机动飞行时，所需激光发射方向调节量较小，依赖电机驱动的调节装置能够满足响应要求，飞秒激光发射装置通过俯仰转动机构4调节俯仰发射方向，通过水平转动机构2调节水平发射方向，使激光束穿过透窗6，在设定位置产生点源。

当飞行器进行大攻角机动飞行时，所需激光发射方向的调节幅度很大，但是受到透窗6尺寸和电机响应速度的制约，需要使用图6所示的可调式反射镜7调节光路方向，使激光束通过可调式反射镜7穿过透窗6。透窗6材料使用氮氧化铝(化学式alon)，可耐1200℃高温，硬度是石英玻璃的四倍，因此可以承受飞行器高超声速飞行的极端物理状态。在飞行器做大角度机动飞行时，通过可调式反射镜7来调节光路方向，这种设计的优点是能够减小透窗6的设计尺寸，提高整体结构强度。

本发明公开一种基于激光等离子体的飞行器减阻方法，提出一种在高超声速飞行器上布置八个飞秒激光发生器，形成十二个激光点源的减阻方案，并且根据不同的飞行器构型、飞行器尺寸和飞行状态，指定了相应的发射功率与空间分布规律。本发明用于降低飞行器头部弓形激波的强大波阻，能够提高高超声速飞行器的飞行性能与经济效益。