CN112678206B - 一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法 - Google Patents
一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN112678206B CN112678206B CN202011603908.3A CN202011603908A CN112678206B CN 112678206 B CN112678206 B CN 112678206B CN 202011603908 A CN202011603908 A CN 202011603908A CN 112678206 B CN112678206 B CN 112678206B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- wing
- reusable
- design method
- fuselage
- wings
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Classifications
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
- Toys (AREA)
Abstract
本发明公开了一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法，涉及运载器的气动布局技术领域，包括：机体，包括机身和机翼，机翼设置于机身的两侧，机翼与机身形成翼身融合体布局；搭载平面，设置在机体的上表面上；超燃冲压动力系统，设置于机体的下侧；垂尾，设置于机体的尾部；该气动布局结构的机翼与机身形成翼身融合体布局，满足宽空/速域的性能要求，该气动布局结构具有搭载平面，提升了搭载能力，该气动布局结构具有尾翼，提高操控性能。
Description
技术领域
本发明属于航天运载器的气动布局技术领域，更具体地，涉及一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法。
背景技术
随着航空航天活动规模的扩大，人类在空间居住与生存的时间越来越长，承担人员与货物运输的航空航天飞行器的发射频次也越来越高。而高昂的成本是制约大规模航空航天发射任务的主要因素，随着国内外商业资本进入航天发射领域，航空航天飞行器的低成本运营已成为未来航空航天可持续发展的必然要求。从国内外航空航天飞行器的发展来看，发展可多次往返于地面和空间轨道的可重复使用的运载器是降低航空航天运营成本的主要手段之一。然而，飞行器直接从地面到空间轨道的工作环境会跨越很宽的高度范围，为了在整个飞行过程中获得可接受的性能，可重复使用的运载器的气动布局设计一直是研究热点和难点。
由于跨大气层飞行器需要具备宽空/速域、可重复使用等特征，对动力、结构、控制等一系列关键技术都有很高的要求。现有的运载器的动力布局结构难以满足宽空/速域，并且搭载能力有限。
发明内容
本发明的目的是针对现有技术中存在的不足，提供一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法，该气动布局结构的机翼与机身形成翼身融合体布局，满足宽空/速域的性能要求，该气动布局结构具有搭载平面，提升了搭载能力，该气动布局结构具有尾翼，提高操控性能。
为了实现上述目的，本发明提供一种可重复使用的运载器的气动布局结构，包括：
机体，包括机身和机翼，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机翼与所述机身形成翼身融合体布局；
搭载平面，设置在所述机体的上表面上；
超燃冲压动力系统，设置于所述机体的下侧；
垂尾，设置于所述机体的尾部。
可选地，所述超燃冲压动力系统包括进气道和出气道，所述出气道的尾喷口向所述运载器的尾部扩张。
可选地，两个所述垂尾对称设置于所述机身的两侧。
可选地，两个所述垂尾之间的夹角为60°。
可选地，所述机身的前端和所述机翼的前缘设置有圆形倒角。
本发明还提供一种可重复使用的运载器的气动布局设计方法，包括：
通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面；
沿所述前缘压缩面向后拉伸，形成机翼的下翼面；
根据非均匀有理B样条方法生成所述机体的上表面；
在所述机体的腹部设置动力系统；
在所述机体的尾部设置垂尾。
可选地，所述通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面包括：
采用激波装配法计算带激波的流场；
在所述带激波的流场中，以水平直线作为固定流线追踪初始线；
将所述固定流线追踪初始线投影到所述带激波的流场中作为流线追踪的起始点；
正向追踪流线形成所述机体的前缘压缩面。
可选地，还包括根据所述运载器的速域确定所述机翼的后掠角。
可选地，所述根据非均匀有理B样条方法生成所述机体的上表面包括：
根据搭载需求在所述机身的上表面上设置搭载平面。
可选地，还包括对所述机身的前端和所述机翼的前缘设置圆形倒角。
本发明提供一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法，其有益效果在于：
1、该气动布局结构的机翼与机身形成翼身融合体布局，满足宽空/速域的性能要求，该气动布局结构具有搭载平面，提升了搭载能力，能够满足多样化的搭载需求，该气动布局结构具有尾翼，提高操控性能；
2、该气动布局结构的垂尾布局形式克服了翼身融合体布局的控制效率低下的问题，使得该运载器具备广阔的工程应用前景；
3、该气动布局结构的超燃冲压动力系统的出气道的尾喷口向所述运载器的尾部扩张，能够提升高超声速气动性能，为实现高超声速巡航提供了基础；
4、该气动布局设计方法采用数值方法对该气动布局结构进行设计，保证了该气动布局结构的气动特性。
本发明的其它特征和优点将在随后具体实施方式部分予以详细说明。
附图说明
通过结合附图对本发明示例性实施方式进行更详细的描述，本发明的上述以及其它目的、特征和优势将变得更加明显，其中，在本发明示例性实施方式中，相同的参考标号通常代表相同部件。
图1示出了根据本发明的一个实施例的一种可重复使用的运载器的气动布局结构的主视结构示意图。
图2示出了根据本发明的一个实施例的一种可重复使用的运载器的气动布局结构的侧视结构示意图。
图3示出了根据本发明的一个实施例的一种可重复使用的运载器的气动布局结构的俯视结构示意图。
图4示出了根据本发明的一个实施例的一种可重复使用的运载器的气动布局设计方法的设计流程图。
附图标记说明：
1、机身；2、机翼；3、搭载平面；4、超燃冲压动力系统；5、垂尾；6、进气道；7、出气道。
具体实施方式
下面将更详细地描述本发明的优选实施方式。虽然以下描述了本发明的优选实施方式，然而应该理解，可以以各种形式实现本发明而不应被这里阐述的实施方式所限制。相反，提供这些实施方式是为了使本发明更加透彻和完整，并且能够将本发明的范围完整地传达给本领域的技术人员。
本发明提供一种可重复使用的运载器的气动布局结构，包括：
机体，包括机身和机翼，机翼设置于机身的两侧，机翼与机身形成翼身融合体布局；
搭载平面，设置在机体的上表面上；
超燃冲压动力系统，设置于机体的下侧；
垂尾，设置于机体的尾部。
具体的，机翼与机身形成的翼身融合体布局，有效降低了气动阻力，提高了从低速到高速速域范围内的气动性能；通过垂尾的布置，克服了翼身融合体布局控制效率低下的问题，使得该运载器具备广阔的工程应用前景；该运载器的背部的搭载平面的设置，提升了搭载能力，能够满足对该运载器的多样化搭载需求；超燃冲压动力系统对该运载器提供动力。
在一个示例中，机翼的前缘由机翼根部向机翼的外部向后倾斜，机翼的后缘由机翼的根部向机翼的外部向前倾斜，能够优化该运载器的低速速域范围内的气动性能。
可选地，超燃冲压动力系统包括进气道和出气道，出气道的尾喷口向运载器的尾部扩张。
具体的，对尾喷口的形状进行扩张优化，以利于进气道进入的气流膨胀排出。
具体的，进气道的入口端刚好完全覆盖机体的前缘压缩面激波。
可选地，两个垂尾对称设置于机身的两侧。
可选地，两个垂尾之间的夹角为60°。
具体的，垂尾的设置克服了翼身融合体布局控制效率低下的问题。
可选地，机身的前端和机翼的前缘设置有圆形倒角。
具体的，机翼前缘后掠角按30°设计，并进行圆形倒角设计，提高气动性能。
本发明还提供一种可重复使用的运载器的气动布局设计方法，包括：
通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面；
沿前缘压缩面向后拉伸，形成机翼的下翼面；
根据非均匀有理B样条方法生成机体的上表面；
在机体的腹部设置动力系统；
在机体的尾部设置垂尾。
可选地，通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面包括：
采用激波装配法计算带激波的流场；
在带激波的流场中，以水平直线作为固定流线追踪初始线；
将固定流线追踪初始线投影到带激波的流场中作为流线追踪的起始点；
正向追踪流线形成机体的前缘压缩面。
具体的，采用数值方法对该运载器开展气动特性的评估和分析，保证该运载器的气动外形在宽空/速域内都具备良好的气动特性，具备很好的工程应用前景。
可选地，还包括根据运载器的速域确定机翼的后掠角。
在一个示例中，该运载器的机翼采用双后掠角设计，靠近该运载器头部的第一后掠角小于靠近该运载器尾部的第二后掠角，有利于提高该运载器的气动性能。
可选地，根据非均匀有理B样条方法生成机体的上表面包括：
根据搭载需求在机身的上表面上设置搭载平面。
具体的，按激波发展方向向上生成三维曲面作为运载器上表面，对上表面的顶部进行削平处理，形成二子级搭载平面。
可选地，还包括对机身的前端和机翼的前缘设置圆形倒角。
实施例
如图1至图4所示，本发明提供一种可重复使用的运载器的气动布局结构，包括：
机体，包括机身1和机翼2，机翼2设置于机身1的两侧，机翼2与机身1形成翼身融合体布局；
搭载平面3，设置在机体的上表面上；
超燃冲压动力系统4，设置于机体的下侧；
垂尾5，设置于机体的尾部。
在本实施例中，超燃冲压动力系统包括进气道6和出气道7，出气道7的尾喷口向运载器的尾部扩张。
在本实施例中，两个垂尾5对称设置于机身1的两侧。
在本实施例中，两个垂尾5之间的夹角为60°。
在本实施例中，机身1的前端和机翼2的前缘设置有圆形倒角。
本发明还提供一种可重复使用的运载器的气动布局设计方法，包括：
通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面；
沿前缘压缩面向后拉伸，形成机翼的下翼面；
根据非均匀有理B样条方法生成机体的上表面；
在机体的腹部设置动力系统；
在机体的尾部设置垂尾。
在本实施例中，通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面包括：
采用激波装配法计算带激波的流场；
在带激波的流场中，以水平直线作为固定流线追踪初始线；
将固定流线追踪初始线投影到带激波的流场中作为流线追踪的起始点；
正向追踪流线形成机体的前缘压缩面。
在本实施例中，还包括根据运载器的速域确定机翼的后掠角。
在本实施例中，根据非均匀有理B样条方法生成机体的上表面包括：
根据搭载需求在机身的上表面上设置搭载平面。
在本实施例中，还包括对机身的前端和机翼的前缘设置圆形倒角。
综上，本发明提供的可重复使用的运载器的气动布局结构使用时，机翼2与机身1形成的翼身融合体布局，有效降低了气动阻力，提高了从低速到高速速域范围内的气动性能；通过垂尾5的布置，克服了翼身融合体布局控制效率低下的问题，使得该运载器具备广阔的工程应用前景；该运载器的背部的搭载平面3的设置，提升了搭载能力，能够满足对该运载器的多样化搭载需求；超燃冲压动力系统4的进气道6和出气道7的构型设计能够提升高超声速气动性能，为高超声速巡航提供了可能。
以上已经描述了本发明的各实施例，上述说明是示例性的，并非穷尽性的，并且也不限于所披露的各实施例。在不偏离所说明的各实施例的范围和精神的情况下，对于本技术领域的普通技术人员来说许多修改和变更都是显而易见的。
Claims (8)
1.一种可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，可重复使用的运载器的气动布局设计方法对可重复使用的运载器的气动布局结构进行设计，可重复使用的运载器的气动布局结构包括：
机体，包括机身和机翼，所述机翼设置于所述机身的两侧，所述机翼与所述机身形成翼身融合体布局；
搭载平面，设置在所述机体的上表面上；
超燃冲压动力系统，设置于所述机体的下侧；
垂尾，设置于所述机体的尾部；
所述可重复使用的运载器的气动布局设计方法包括：
通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面；
沿所述前缘压缩面向后拉伸，形成机翼的下翼面；
根据非均匀有理B样条方法生成所述机体的上表面；
在所述机体的腹部设置动力系统；
所述通过在带激波的流场中进行流线追踪形成机体的前缘压缩面包括：
采用激波装配法计算带激波的流场；
在所述带激波的流场中，以水平直线作为固定流线追踪初始线；
将所述固定流线追踪初始线投影到所述带激波的流场中作为流线追踪的起始点；
正向追踪流线形成所述机体的前缘压缩面。
2.根据权利要求1所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，所述超燃冲压动力系统包括进气道和出气道，所述出气道的尾喷口向所述运载器的尾部扩张。
3.根据权利要求1所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，两个所述垂尾对称设置于所述机身的两侧。
4.根据权利要求3所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，两个所述垂尾之间的夹角为60°。
5.根据权利要求1所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，所述机身的前端和所述机翼的前缘设置有圆形倒角。
6.根据权利要求1所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，还包括根据所述运载器的速域确定所述机翼的后掠角。
7.根据权利要求1所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，所述根据非均匀有理B样条方法生成所述机体的上表面包括：
根据搭载需求在所述机身的上表面上设置搭载平面。
8.根据权利要求1所述的可重复使用的运载器的气动布局设计方法，其特征在于，还包括对所述机身的前端和所述机翼的前缘设置圆形倒角。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011603908.3A CN112678206B (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202011603908.3A CN112678206B (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN112678206A CN112678206A (zh) | 2021-04-20 |
| CN112678206B true CN112678206B (zh) | 2022-10-18 |
Family
ID=75454576
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202011603908.3A Active CN112678206B (zh) | 2020-12-29 | 2020-12-29 | 一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN112678206B (zh) |
Family Cites Families (10)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB1397068A (en) * | 1971-06-24 | 1975-06-11 | Hawker Siddeley Aviation Ltd | Aircraft |
| US7866599B2 (en) * | 2006-02-14 | 2011-01-11 | Lockheed-Martin Corporation | Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles |
| CN104875885B (zh) * | 2015-06-17 | 2017-07-14 | 沈阳飞机工业（集团）有限公司 | 一种复合式飞机 |
| CN106321283B (zh) * | 2016-10-10 | 2018-02-06 | 南京航空航天大学 | 基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法 |
| CN108928490A (zh) * | 2018-07-13 | 2018-12-04 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种水平起降两级入轨飞行器的气动布局 |
| CN109367795A (zh) * | 2018-10-22 | 2019-02-22 | 北京空天技术研究所 | 机身双侧进气高速飞行器气动布局 |
| CN110510149A (zh) * | 2019-08-23 | 2019-11-29 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种水平起降两级入轨重复使用空天飞机布局 |
| CN110525680B (zh) * | 2019-08-29 | 2022-04-12 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究模型简化设计方法 |
| CN110589034B (zh) * | 2019-09-25 | 2021-12-07 | 北京凌空天行科技有限责任公司 | 一种可回收高速飞行火箭及回收方法 |
| CN110775296A (zh) * | 2019-11-12 | 2020-02-11 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种可重复使用空天飞行器压心后移的设计方法 |
-
2020
- 2020-12-29 CN CN202011603908.3A patent/CN112678206B/zh active Active
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN112678206A (zh) | 2021-04-20 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN101477710B (zh) | 一种高超声速飞行器机身推进一体化外形建模方法 | |
| CN108454821B (zh) | 翼梢装置中的翼肋布置 | |
| US7866599B2 (en) | Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles | |
| US20090084904A1 (en) | Wingtip Feathers, Including Paired, Fixed Feathers, and Associated Systems and Methods | |
| CN114313253B (zh) | 一种高升阻比吸气式高超声速飞机气动布局及设计方法 | |
| CN104229144A (zh) | 带有电力推进装置的飞行器 | |
| CN110525680B (zh) | 一种适用于复杂高超声速飞行器机理研究模型简化设计方法 | |
| CN110104160B (zh) | 一种中距耦合折叠双翼飞行器 | |
| CN112389626A (zh) | 一种尖化前缘涡波一体固定翼跨域高超气动布局 | |
| CN113859511B (zh) | 一种低阻低声爆超声速民机气动布局结构 | |
| CN113148105A (zh) | 一种双机头翼身融合低可探测布局 | |
| CN112678206B (zh) | 一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法 | |
| CN103612746A (zh) | 翼吊布局飞机中吊挂的整流罩结构 | |
| CN115432171B (zh) | 一种适用于高亚声速运输机的后置推进桁架支撑机翼布局 | |
| Edi et al. | Civil-transport wing design concept exploiting new technologies | |
| CN111017190A (zh) | 一种融合体布局大型民用客机 | |
| CN213974420U (zh) | 一种基于分布式动力的混合翼身客机 | |
| EP0221204B1 (en) | Supersonic airplane | |
| CN107264774A (zh) | 一种采用前缘支撑翼的m形翼高亚声速飞行器气动布局 | |
| CN218858684U (zh) | 一种低音爆超声速客机布局结构 | |
| CN216468522U (zh) | 菱形固定翼可垂直起降无人机 | |
| CN103523220B (zh) | 可旋转梯排多侧翼涡螺动力垂直起降飞机 | |
| CN113665836B (zh) | 基于后缘线等激波强度尖头冯卡门曲线舵机鼓包设计方法 | |
| CN219668474U (zh) | 一种减小翼身干扰阻力整流罩结构 | |
| CN218537082U (zh) | 一种用于低阻电机臂外形结构 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |