CN101575012A - 用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法和飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法，所述动力转接方法在飞行器的助推过程中，外界空气从飞行器的内流道进口进入后，部分空气从飞行器的内流道出口排出，另一部分空气在内流道进口段以固定的倾角向下方排出。本发明还提供了一种实现上述动力转接方法的高超声速升力体飞行器，该飞行器的唇罩板分为固定式唇罩板和滑动式唇罩板，所述唇罩板上均设置有一组间隔排列的缝隙，并在直线电机的控制下可相对滑动，在内流道下方形成多条可迅速启闭的泄流缝。所述泄流缝在助推阶段完全开启，在超燃发动机工作时完全关闭。本发明可显著减小飞行器在动力转接过程中剧烈的气动力特性变化，在3°舵偏范围内实现飞行器的配平。

Description

用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法和飞行器

技术领域

本发明涉及用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法和实现所述方法的一种飞行器，特别是一种助推全程通流、气动力特性变化小、无转动部件、结构简单的适合在以超燃冲压发动机为主要动力的高超声速升力体飞行器上使用的动力转接方法和飞行器。

背景技术

高超声速技术是国际航空航天界的研究热点。目前，世界各国所发展的吸气式高超声速飞行器大多以超燃冲压发动机为主要动力，并采用升力体的气动布局方式。由于超燃冲压发动机的工作马赫数范围在4.0以上，为此往往需要采用火箭或其它形式的动力进行助推加速。在助推加速段，超燃冲压发动机不工作，而当飞行马赫数在4.0以上时，助推级停止工作或与飞行器分离，超燃冲压发动机开始点火工作，此即所谓的动力转接过程。

已有研究中，升力体飞行器均采用了助推全程内流道封闭的动力转接方案，如美国的X-43A实验飞行器、法国的Promethee飞行器等。如图1a和图1b所示，该类方案的特点是：设置转动机构和转动部件(如可转动的进气道唇罩、可转动的前体压缩面)，在助推段该转动部件处于上限位置，刚好将发动机内流道的入口完全封堵，飞行器前体捕获的气流均不进入内流道，而当超燃冲压发动机工作时，转动机构带动转动部件到达下限位置，内流道进口完全开启，飞行器前体捕获的气流全部转入发动机内。由于涉及到对飞行前体捕获的全部气流的操纵，该类动力转接方案不仅仅转动机构驱动功率大，且存在动力转接过程中全机气动力特性变化剧烈，难以依靠舵面配平的致命缺陷。例如，对于某升力体飞行器，若采用转动进气道唇罩的方式进行动力转接，当内流道由关闭向开启过渡时，飞行器的全机阻力系数下降45％，升力系数下降65％，俯仰力矩系数下降0.016，而在5°舵偏范围内水平尾翼对飞行器俯仰力矩系数的控制能力仅0.008。为此，在上述动力转接过程中飞行器无法依靠舵面来保持平衡。在X-43A实验飞行器上，为了解决这一矛盾，特地在飞行器头部设置了390公斤的配重，其目的是使飞行器的重心尽量前移并向发动机内流道入口靠拢，以降低发动机入口气流整体偏转所导致的反作用力矩。显然，这一措施所付出的代价在未来具有工程实用意义的升力体飞行器上是无法接受的。

发明内容

发明目的：本发明为了解决现有升力体飞行器动力转接方案中气动力变化剧烈、难以通过舵面配平，以及转动部件驱动功率大等不足，本发明提供一种用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法和实现该方法的飞行器。

技术方案：本发明提供了用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法，所述动力转接方法在飞行器的助推过程中，外界空气从飞行器的内流道进口进入后，控制部分空气从飞行器的内流道出口排出，控制另一部分空气在内流道进口段以固定的倾角向下方排出。

本发明还提供了实现所述动力转接方法的高超声速升力体飞行器，包括飞行器本体、唇罩板、发动机舱、助推器和尾翼，所述飞行器本体与唇罩板之间为空气流通的内流道，所述唇罩板分为固定式唇罩板以及可水平移动的滑动式唇罩板，所述固定式唇罩板和滑动式唇罩板上分别设置有一组间隔排列的缝隙；所述固定式唇罩板的缝隙和滑动式唇罩板的缝隙相对时，流入内流道的部分空气经由固定式唇罩板和滑动式唇罩板上的缝隙形成的泄流缝排出；所述固定式唇罩板的缝隙和滑动式唇罩板的缝隙相错时，唇罩板密闭。

本发明中，优选地，所述固定式唇罩板和滑动式唇罩板的缝隙与与飞行器轴线方向的夹角为20°～60°。

本发明中，所述固定式唇罩板和滑动式唇罩板的缝隙为等间距分布。

本发明中，优选地，所述固定式唇罩板和滑动式唇罩板的缝隙数量各为3～10条。

本发明中，包括一步进电机，所述滑动式唇罩板与所述步进电机的输出轴连接，从而控制滑动式唇罩板沿固定式唇罩板平面水平滑动。所述步进电机与固定式唇罩板固定连接。当然，也可以将步进电机设置在发动机的支板内。

本发明中，所述电机为直线电机，从而实现控制滑动式唇罩板紧紧贴合固定式唇罩板水平移动。

本发明中，安装在固定式唇罩板上的直线电机与滑动式唇罩板相连，并可控制滑动式唇罩板与固定式唇罩板间形成相对滑动，在发动机内流道进口造成多条可迅速启闭的泄流缝，该泄流缝在飞行器助推阶段完全开启，在飞行器进入超燃发动机工作模式后完全关闭。具体实施中，唇罩板的泄流缝一般设置于飞行器内流道进口段的喉道处或者喉道上游。

本发明中，所述飞行器本体和助推器的连接处与发动机舱之间设置有尾喷管缝隙，所述尾喷管缝隙的高度大于所述内流道的喉道的高度。

本发明的工作原理为：在助推阶段仅将飞行器前体捕获的部分气流在内流道进口段以较小的倾角排出，以避免气柱振荡。由于这一部分被排出气流的垂向冲量较小，且排出的位置也相对靠后，与飞行器的质心较为接近，为此所导致的施加在飞行器上的反作用力和力臂均较小，故在动力转接过程中利用滑动式唇罩板对这一部分气流进行操纵时对全机气动力特性的干扰也较小，可依靠舵面进行配平。

有益效果：本发明所述的用于高超声速升力体飞行器的一种动力转接方法和实现所述动力转接方法的一种高超声速飞行器不仅可显著减小高超声速飞行器在动力转接过程中剧烈的气动力特性变化，使飞行器在3°舵偏范围内实现配平，并可避免内流道的气柱振荡，同时还具有结构简单、无转动部件，可依靠小功率直线电机驱动，可动部件行程小，便于实现快速响应等优点。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明做更进一步的具体说明，本发明的上述和/或其他方面的优点将会变得更加清楚。

图1a和图1b是现有技术助推阶段和超燃冲压发动机开始工作阶段的工作示意图。

图2a是本发明整体结构示意图。

图2b是本发明图2a中助推阶段的局部放大图。

图2c是本发明图2a中超燃冲压发动机开始工作阶段的局部放大图。

具体实施方式

下面结合图2a、图2b和图2c对本发明作进一步说明。

本发明公开了用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法，所述动力转接方法在飞行器的助推过程中，外界空气从飞行器的内流道进口进入后，控制部分空气从飞行器的内流道出口排出，控制另一部分空气在内流道进口段以固定的倾角向下方排出。所述固定的倾角为20°～60°。

如图2a所示，本发明还公开了实现所述动力转接方法的高超声速升力体飞行器，包括飞行器本体1、唇罩板、发动机舱5、助推器6和尾翼7，所述飞行器本体1与唇罩板之间为空气流通的内流道8，所述内流道8与飞行器本体1的最下部构成内流道的喉道13。所述唇罩板分为固定式唇罩板2以及可水平移动的滑动式唇罩板3，所述固定式唇罩板2和滑动式唇罩板3上分别设置有一组间隔排列的固定式唇罩板的缝隙9以及滑动式唇罩板的缝隙10；所述固定式唇罩板的缝隙9和滑动式唇罩板的缝隙10相对时，流入内流道的部分空气经由固定式唇罩板和滑动式唇罩板上的缝隙形成的泄流缝14排出，如图2b所示；所述固定式唇罩板的缝隙和滑动式唇罩板的缝隙相错时，唇罩板密闭，如图2c所示。所述固定式唇罩板的缝隙9和滑动式唇罩板的缝隙10与飞行器轴线方向的夹角为20°～60°。所述固定式唇罩板的缝隙9和滑动式唇罩板的缝隙10为等间距分布。所述固定式唇罩板的缝隙9和滑动式唇罩板的缝隙10的数量各为3～10条。所述滑动式唇罩板3与一步进电机4的输出轴连接。所述步进电机4与固定式唇罩板2固定连接或发动机的支板12进行固定连接，所述步进电机4为直线电机。

本发明在整个助推过程中发动机内流道的进口完全敞开，并在发动机舱前端设置固定式唇罩板2和滑动式唇罩板3。其中，固定式唇罩板2较薄、位置固定，滑动式唇罩板3相对较厚、可沿流向滑动，其位置由步进电机4控制。两板均匀开缝，且缝宽相同，开缝率均为50％。另外，在助推全程中内流道的出口也部分敞开，即飞行器本体1与助推器6之间为连接部，所述连接部与发动机舱5之间设置有尾喷管缝隙11，以协助排泄内流道进口所捕获的空气流量。为避免在尾喷管附近形成二喉道，导致气流振荡，本发明中，尾喷管缝隙11的高度要大于内流道的喉道13的高度。

本发明中，所述的固定式唇罩板2和滑动式唇罩板3之间平面密封接触，确保当固定式唇罩板的缝隙9和滑动式唇罩板的缝隙10位置相错，超燃冲压工作时，内流道空气不会泄漏至飞行器外部。当然，为了便于滑动式唇罩板的水平移动，减少摩擦，可以在滑动式唇罩板3的两个侧面安装滑轨。

在助推阶段，固定式唇罩板2和滑动式唇罩板3的相对位置如图2b所示，在唇罩上形成多个泄流通道，气流在此溢出。这样即可消除因内流道进口封堵而形成的封堵面高压，使飞行器的压心不至于过分靠前，同时又可避免气流在内腔体往复运动导致谐振。当发动机接力过程开始时，步进电机控制滑动唇罩板向前滑动，直至上、下两层板完全错开并相互遮蔽，使唇罩处于完全关闭状态如图2c所示，气流即可顺进气道流道进入下游燃烧室，超燃冲压发动机点火工作，动力转接过程完成。

本发明还结合某升力体飞行器进行了应用，该升力体飞行器以超燃冲压发动机为主要动力，并采用火箭发动机进行助推。该飞行器的巡航马赫数为6.0，动力转接马赫数为4.0。数值模拟结果表明，若采用常规的转动唇罩板方案进行动力转接，当可转动唇罩板由上限位置转到下限位置时，飞行器的全机阻力系数下降45％，升力系数下降65％，俯仰力矩系数下降0.016，其气动力特性变化剧烈，难以依靠偏转舵面将飞行器配平。而当采用本发明所公开的动力转接方法之后，动力转接前后，飞行器的全机阻力系数下降12％，升力系数下降31％，俯仰力矩系数下降0.003，仅需3°以下的舵面偏转即可将飞行器配平。

本发明提供了用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法和飞行器，具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。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的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部份均可用现有技术加以实现。

Claims (10)

1、一种用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法，其特征在于，在飞行器的助推过程中，外界空气从飞行器的内流道进口进入后，控制部分空气从飞行器的内流道出口排出，控制另一部分空气在内流道进口段以固定的倾角向下方排出。

2、根据权利要求1所述的用于高超声速升力体飞行器的动力转接方法，其特征在于，所述固定的倾角为20°～60°。

3、一种实现权利要求1所述动力转接方法的高超声速升力体飞行器，包括飞行器本体(1)、唇罩板、发动机舱(5)、助推器(6)和尾翼(7)，所述飞行器本体(1)与唇罩板之间为空气流通的内流道，其特征在于，所述唇罩板分为固定式唇罩板(2)以及可水平移动的滑动式唇罩板(3)，所述固定式唇罩板(2)和滑动式唇罩板(3)上分别设置有一组间隔排列的缝隙；所述固定式唇罩板的缝隙和滑动式唇罩板的缝隙相对时，流入内流道的部分空气经由固定式唇罩板和滑动式唇罩板上的缝隙形成的泄流缝(14)排出；所述固定式唇罩板的缝隙和滑动式唇罩板的缝隙相错时，唇罩板密闭。

4、根据权利要求3所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，所述固定式唇罩板(2)和滑动式唇罩板(3)的缝隙与飞行器轴线方向的夹角为20°～60°。

5、根据权利要求3或4所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，所述固定式唇罩板(2)和滑动式唇罩板(3)的缝隙为等间距分布。

6、根据权利要求5所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，所述固定式唇罩板(2)和滑动式唇罩板(3)的缝隙数量各为3～10条。

7、根据权利要求3或4或5所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，包括一步进电机(4)，所述滑动式唇罩板(3)与所述步进电机(4)的输出轴连接。

8、根据权利要求7所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，所述步进电机(4)与固定式唇罩板(2)固定连接。

9、根据权利要求7所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，所述步进电机(4)为直线电机。

10、根据权利要求7所述的高超声速升力体飞行器，其特征在于，所述飞行器本体(1)和助推器(6)的连接处与发动机舱(5)之间设置有尾喷管缝隙(11)，所述尾喷管缝隙(11)的高度大于所述内流道的喉道(13)的高度。

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