基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置

摘要

本发明公开了一种基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置，包括气源单元、电源单元和合成射流激励器，气源单元包括迎风凹腔、集气罐和电磁阀，电源单元包括热电转换模块、输入电路、高压电源、高压直流电路和高压脉冲电路；合成射流激励器包括激励器壳体，激励器壳体内设有主放电电极、点火正极和点火负极，激励器壳体上设有气源入口和至少一个射流出口，主放电电极、点火正极和点火负极分别与电源单元相连，气源入口与电磁阀之间通过供气管道连通。本发明具有环境适应性好、激励器腔体冷却和吸气复原的时间短、激励器的工作频率和响应速度高、小型轻量、能够减小飞行器的热损伤、将有害热量转变为有益能源，能量利用效率高的优点。

说明书

技术领域

本发明涉及高速飞行器内外流场的主动流动控制技术，具体涉及一种基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置。 

背景技术

合成射流激励器是通过激励器出口孔缝向流场中产生连续不断射流从而实现流场主动控制的技术，凭借其响应迅速、控制灵活等优势展现出广阔的应用前景。为了实现高速、超高速流场的流动控制，美国霍普金斯大学应用物理实验室2003年提出了一种基于等离子体的合成射流激励器，该激励器由一个带有出口的壳体及阳极和阴极电极构成。其工作周期可分为三个阶段：第一阶段为能量沉积阶段，通过高压储能电源在两电极间形成火花放电，使腔内气体电离并快速升温、升压，形成等离子体；第二阶段为射流排出阶段，升压后的气体通过出口高速喷出，形成用于流场操控的等离子体射流；第三阶段为吸气复原阶段，激励器内部由于射流的喷出而处于负压，使得外部气体回填，从而准备进入下一个工作周期。但是目前此类合成射流激励器在用于高速飞行器主动流动控制方面还存在着以下关键问题：1）供气难题。由于此类合成射流激励器仅靠激励器腔体的负压自然吸气，同时壳体的自然冷却时间长，导致吸气复原阶段时间较长，工作频率受限。并且在高速飞行器飞行的近空间低密度大气环境下，激励器进气量骤减，性能大幅度降低，导致激励器的环境适应性较差。2）供电难题。由于实现高速、超高速流场流动控制需要等离子体射流具有相当高的能量水平，因此气体放电过程需要巨大的功率输入，为了保证激励器长时间、稳定工作，高压储能电源的体积、重量将会过大，难以满足高速飞行器对于小型化、轻量化的要求。 

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种环境适应性好、激励器腔体冷却和吸气复原的时间短、激励器的工作频率和响应速度高、小型化、轻量化、能够减小飞行器的热损伤、将有害热量转变为有益能源，能量利用效率高的基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置。 

为了解决上述技术问题，本发明采用的技术方案为： 

一种基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置，包括气源单元、电源单元和合成射流激励器，所述气源单元包括迎风凹腔、集气罐和电磁阀，所述迎风凹腔、集气罐和电磁阀之间通过供气管道连通，所述迎风凹腔设于所述高能合成射流装置所在飞行器的头部；所述合成射流激励器包括激励器壳体，所述激励器壳体内设有呈放射状依次布置的主放电电极、点火正极和点火负极，所述激励器壳体上设有气源入口和至少一个射流出口，所述主放电电极、点火正极和点火负极分别与电源单元相连，所述气源入口与电磁阀之间通过供气管道连通；所述电源单元包括热电转换模块、输入电路、高压电源、高压直流电路和高压脉冲电路，所述热电转换模块的输出端通过输入电路与高压电源相连，所述高压电源通过高压直流电路与主放电电极相连，且所述高压电源通过高压脉冲电路分别与点火正极、点火负极相连。

优选地，所述主放电电极、点火正极之间的夹角为90度，所述点火正极和点火负极之间的夹角为90度，点火正极和点火负极之间的间距小于主放电电极、点火正极之间的间距。 

优选地，所述热电转换模块包括多个热电发电单元，所述热电发电单元包括P型热电转换材料单元、N型热电转换材料单元和导电片，所述P型热电转换材料单元、N型热电转换材料单元均相对所述高能合成射流装置所在飞行器的热源垂直布置，所述P型热电转换材料单元和N型热电转换材料单元之间通过导电片相连，且所述多个热电发电单元之间通过导电片串联、或者并联、或者串联和并联混合的方式连接组合构成热电转换模块。 

优选地，所述迎风凹腔的唇部为尖形或圆形。 

优选地，所述激励器壳体为采用玻璃陶瓷或氮化硼陶瓷制作的筒状结构。 

优选地，所述主放电电极、点火正极和点火负极为采用钨或钨合金制作得到的圆柱形结构，且所述主放电电极、点火正极和点火负极的端部呈楔形。 

优选地，所述射流出口的形状为狭缝形、或直通圆管形、或收缩圆管形、或扩张圆管形、或拉法尔喷管形。 

本发明基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置具有下述优点： 

1、本发明的气源单元包括迎风凹腔、集气罐和电磁阀，迎风凹腔、集气罐和电磁阀之间通过供气管道连通，迎风凹腔设于高能合成射流装置所在飞行器的头部，充分利用迎风凹腔收集外部高速来流气体（即高超声速流），在集气罐内将高速来流动能转化为罐内气体的势能，为合成射流激励器稳定供气增压，解决了稀薄气体环境下激励器进气量骤减的难题，使得激励器具有更好的环境适应性；与负压自然吸气方式相比，本发明可以大大缩短激励器腔体冷却和吸气复原的时间，从而大幅度提高激励器的工作频率和响应速度。

2、本发明的电源单元包括热电转换模块、输入电路、高压电源、高压直流电路和高压脉冲电路，热电转换模块的输出端通过输入电路与高压电源相连，高压电源通过高压直流电路与主放电电极相连，且高压电源通过高压脉冲电路分别与点火正极、点火负极相连，无需外部高压储能电源，有效利用高速飞行器工作过程中气动加热产生的丰富热能，有利于实现电源的小型化、轻量化。 

3、本发明的气源单元和电源单元都是基于飞行器上高超声速流以及热量的综合利用，无需额外能源和气源，通过能量综合利用将高速来流转化为高能合成射流，通过高超声速流气动力增压供气和气动热转化功能实现能量的综合利用，从而解决有效解决上述供气与供电难题、利用三电极的等离子体合成射流激励器产生高能合成射流、可用于高速飞行器内外流场的主动流动控制，是一种全新的“零能耗”、“零质量”的合成射流技术。 

4、本发明的气源单元包括迎风凹腔、集气罐和电磁阀，迎风凹腔、集气罐和电磁阀之间通过供气管道连通，迎风凹腔设于高能合成射流装置所在飞行器的头部，位于飞行器头部的迎风凹腔能够降低头部的气动加热，减小飞行器的热损伤；此外热电转换模块对于飞行器气动热集中处也具有一定散热作用，能够将有害热量转变为有益能源，提高能量利用效率。 

附图说明

图1为本发明实施例应用于飞行器头部的结构示意图。 

图2为本发明实施例中热电转换模块的结构示意图。 

图例说明：1、气源单元；11、迎风凹腔；12、集气罐；13、电磁阀；14、供气管道；2、电源单元；21、热电转换模块；22、输入电路；23、高压电源；24、高压直流电路；25、高压脉冲电路；26、热源；27、P型热电转换材料单元；28、N型热电转换材料单元；29、导电片；3、合成射流激励器；31、激励器壳体；32、主放电电极；33、点火正极；34、点火负极；35、气源入口；36、射流出口。 

具体实施方式

如图1和图2所示，本实施例基于高超声速流能量利用的零能耗零质量合成射流装置包括气源单元1、电源单元2和合成射流激励器3，气源单元1包括迎风凹腔11、集气罐12和电磁阀13，迎风凹腔11、集气罐12和电磁阀13之间通过供气管道14连通，迎风凹腔11设于高能合成射流装置所在飞行器的头部；合成射流激励器3包括激励器壳体31，激励器壳体31内设有呈放射状依次布置的主放电电极32、点火正极33和点火负极34，激励器壳体31上设有气源入口35和一个射流出口36，主放电电极32、点火正极33和点火负极34分别与电源单元2相连，气源入口35与电磁阀13之间通过供气管道14连通；电源单元2包括热电转换模块21、输入电路22、高压电源23、高压直流电路24和高压脉冲电路25，热电转换模块21的输出端通过输入电路22与高压电源23相连，高压电源23通过高压直流电路24与主放电电极32相连，且高压电源23通过高压脉冲电路25分别与点火正极33、点火负极34相连。本实施例的气源单元1所使用的工作气源不是由高压气瓶提供，而是借助飞行器飞行过程中产生的高超声速流，通过“冲压集气原理”直接从高空大气中获得，迎风凹腔11可以具有不同的口径和深径比，其中深径比越大，对气动加热量的降低效果越好，凹腔直径越大，冲压集气量越大，高超声速流首先通过迎风凹腔11收集进入集气罐12，集气罐12内的高压气体必须经由电磁阀13进入合成射流激励器3的内腔，电磁阀13仅在激励器吸气复原阶段打开，当合成射流装置不工作时，电磁阀13处于常闭状态，由于电磁阀13处于常闭状态，使得集气罐12与合成射流激励器3的腔体之间形成较大的压力差，并且使得高温区仅限于迎风凹腔11的唇口，迎风凹腔11底部的温度很低，故集气罐12的壁温也不会升高，因此集气罐12内的气体可以作为高压低温气源使用，从而实现了高超声速流的能量利用，而且由于不需要高压气瓶，这种供气方式大大减小了飞行器所需携带的重量，能够达到零能耗零质量的效果。在飞行器高超声速飞行过程中，飞行器头部和机身某些部位由于高速来流巨大的气动加热作用将具有很高的温度，热电转换模块21安装于高能合成射流装置所在飞行器的头部或机身气动热较大处，通过热电转换将飞行器的头部或机身气动热较大处热能转化为电能，形成电势差，且将热电转换模块21得到的电能通过输入电路22储存到高压电源23，高压电源23对输入信号进行升压、滤波及整流，从而为合成射流激励器3提供两路电源信号，一路为频率可调的高压脉冲电路25，另一路为电压和电流可调的高压直流电路24，从而能够实现对飞行器头部或机身气动热较大处的热量进行综合利用来实现对主放电电极32、点火正极33和点火负极34三者的供电。 

本实施例中，迎风凹腔11、集气罐12之间的供气管道14上设有单向阀15。来自迎风凹腔11的高超声速流会经过单向阀15进入集气罐12，由于单向阀15的单向导通特性，因此能够防止集气罐12中高压气体逆向流出，造成压力损失。 

本实施例中，主放电电极32、点火正极33之间的夹角为90度，点火正极33和点火负极34之间的夹角为90度，点火正极33和点火负极34之间的间距小于主放电电极32、点火正极33之间的间距。 

迎风凹腔11的唇部可以根据需要设置为尖形或圆形。本实施例中，迎风凹腔11的唇部为圆形，圆形的唇部可消除回流区并减少腔体内部加热量；此外，迎风凹腔11若采用尖形，尖形的唇部会在飞行器头部产生回流区以减小头部外表面气动加热量。 

本实施例中，激励器壳体31为采用玻璃陶瓷或氮化硼陶瓷制作的筒状结构。玻璃陶瓷或氮化硼陶瓷具有绝缘良好、可机加工的优点，绝缘性能可靠，加工方便。 

本实施例中，主放电电极32、点火正极33和点火负极34为采用钨或钨合金制作得到的圆柱形结构，钨或钨合金耐电弧烧蚀，使用寿命长，且主放电电极32、点火正极33和点火负极34的端部呈楔形，端部呈楔形能够降低所需的击穿电压，从而对电源单元2的要求更低。 

本实施例中，射流出口36的数量为一个，此外也可以根据需要采用更多数量的射流出口36，同时射流出口36的形状可以根据需要选择狭缝形、或直通圆管形、或收缩圆管形、或扩张圆管形、或拉法尔喷管形。本实施例中，射流出口36的形状直通圆管形，直径φ2mm，可根据需要选择设置不同的侧倾角或俯仰角。 

如图1和图2所示，热电转换模块21包括多个热电发电单元，热电发电单元包括P型热电转换材料单元27、N型热电转换材料单元28和导电片29，P型热电转换材料单元27、N型热电转换材料单元28均相对高能合成射流装置所在飞行器的热源26垂直布置，P型热电转换材料单元27和N型热电转换材料单元28之间通过导电片29相连，且多个热电发电单元之间通过导电片29串联、或者并联、或者串联和并联混合的方式连接组合构成热电转换模块21。电源单元2的关键部分是热电转换模块21，P型热电转换材料单元27、N型热电转换材料单元28均采用高温时热电品质因子（ZT值）较大的SiGe合金或NaCoO₄或梯度结构热电材料制成，且分别通过不同的制备工艺得到N型和P型两种不同类型的热电转换材料。 

热电转换模块21的热点转换工作原理如下：N型热电转换材料单元28中空穴为少子，自由电子为多子，导电的载流子主要是自由电子；P型热电转换材料单元27中空穴为多子，自由电子为少子，导电的载流子主要是空穴。P型热电转换材料单元27、N型热电转换材料单元28均相对高能合成射流装置所在飞行器的热源26垂直布置，当对于热电转换模块21两端尚未建立起温差时，P型热电转换材料单元27、N型热电转换材料单元28的载流子为均匀分布；一旦热电转换模块21两端的温度梯度建立后，处于热端的载流子就具有较大的动能，趋于向冷端扩散并在冷端堆积，使得冷端的载流子数目多于热端，这种电荷的堆积将使材料内的电中性遭到破坏。另一方面，电荷在冷端的堆积导致在材料内建立一个自建电场，以阻止热端载流子向冷端的进一步扩散，当载流子的运动达到平衡时，材料内无净电荷的定向移动，此时在材料两端形成的电势差就是Seebeck电势。对于N型热电转换材料单元28，自由电子作为载流子将在冷端堆积，使得冷端带有负电荷；对于P型热电转换材料单元27，空穴作为载流子将在冷端堆积，使得冷端带有正电荷，因此将P型热电转换材料单元27、N型热电转换材料单元28放置于高能合成射流装置所在飞行器的热源26处，并用导电片29连接，便可利用温差发电。 

本实施例的合成射流激励器3的工作过程如下：第一阶段（能量沉积阶段）：高压脉冲电路25通过点火正极33和点火负极34输出高达数十千伏的电压用于空气的击穿，建立导电通道并引燃电弧，高压直流电路24用于空气击穿后通过主放电电极32产生火花放电与注入功率，火花放电会对合成射流激励器3腔体内的空气产生快速的气体加热效应。第二阶段（射流排出阶段）：高速射流从射流出口36喷出。第三阶段（吸气复原阶段）：电磁阀13打开，将集气罐12内的高压低温气体注入合成射流激励器3的腔体内，使合成射流激励器3腔体内的气体迅速稠密化，大大提高腔体的回填速率，迅速为进入下一个工作周期做好准备；吸气复原完成后，电磁阀13关闭，合成射流激励器3再次点火进入下一个工作周期。 

以上所述仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。