CN203581388U - 高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置 - Google Patents
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Abstract
高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波飞行器前体和内乘波进气道；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部、内乘波进气道隔离段和内乘波进气道横向溢流口；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波飞行器前体与内乘波进气道压缩型面连接过度处。在保持外乘波飞行器前体与内乘波进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的进气道方案，从而提高飞行器的总体性能。
Description
技术领域
本实用新型涉及临近空间飞行器，尤其是涉及一种高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置。
背景技术
临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划。自上世纪60年代以来的大量研究充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体与推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。从目前的研究热点和趋势看，外乘波体飞行器设计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。
进气道是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器的前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。经过长期的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，近两年来，国外研究人员还提出了一系列三维内收缩高超声速进气道设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道（O’Brien,T.F.andColville,J.R.,Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on InviscidBusemannInlet Performance,45th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit,2007）；美国Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型进气道概念（Billig,F.S.and Kothari,A.P.,Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal of Propulsion and Power,Vol.16,No.3,2000,pp.465-471）；美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为椭圆形出口（Smart,M.K.and Trexler,C.A.,Mach4Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet withRectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAA Aerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002）的思路等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。
虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未得到高性能的高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体升与推与阻性能的最大化。由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家Mark Lewis在文献（M.Lewis,A Hypersonic Propulsion Airframe Integration Overview,39thAIAA与ASME与SAE与ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit,2003）中指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比7～8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的关键问题是缺乏高效的飞行器与进气道一体化装置。
发明内容
本实用新型的目的旨在提供一种高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置。
本实用新型设有外乘波飞行器前体和内乘波进气道；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部、内乘波进气道隔离段和内乘波进气道横向溢流口；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波飞行器前体与内乘波进气道压缩型面连接过度处。
本实用新型的优点：高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化同时兼顾了外乘波飞行器前体与内乘波进气道的性能。外乘波飞行器前体采用密切锥导乘波理论可以保证设计装置具有较高的升阻力特性。进气道为内乘波进气道可保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠曲率半径无穷远的平面楔导乘波体过渡段，实现内外乘波部分的自然过渡，保证了实现高升阻比的乘波装置不会因为与进气道装置的耦合而牺牲总体性能，从而在不降低升阻比的情况下出色地完成进气道的工作。
附图说明
图1是本实用新型实施例的总体结构示意图。
图2是本实用新型实施例的乘波前体所乘三维波系示意图。
图3是本实用新型实施例的半剖结构示意图。
图4是本实用新型实施例的左视示意图。
图5是本实用新型实施例的仰视示意图。
图中的标记为：1表示高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道前缘、2表示二元平面楔导乘波段、3表示内乘波进气道型面、4表示内乘波进气道唇口、5表示内乘波进气道隔离段、6表示内乘波进气道隔离段出口、7表示外乘波飞行器前体、8表示高超声速来流方向、9表示高超声速飞行器外乘波前体截面形状、10表示高超声速飞行器乘波前体所乘三维压缩波系、11表示内乘波进气道肩部型线、12表示内乘波进气道横向溢流口。
具体实施方式
如图1所示，本实用新型实施例包括外乘波飞行器前体7与内乘波进气道，其中内乘波进气道由内乘波进气道压缩型面3、内乘波进气道唇口4、内乘波进气道肩部型线11、内乘波进气道隔离段5与内乘波进气道横向溢流口12组成。外乘波飞行器前体7与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段2连接过度，内乘波进气道型面3于内乘波进气道肩部型线11处转平进入内乘波进气道隔离段5，内乘波进气道唇口4位置由设计条件下内乘波进气道入射激波反射点位置确定，内乘波进气道横向溢流口12存在于外乘波飞行器前体7与内乘波进气道压缩型面3连接过度处。
本实用新型在设计条件由高超声速来流方向8撞击高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道前缘1，产生如图2中高超声速飞行器乘波前体所乘三维压缩波系10。在设计截面之前高超声速飞行器乘波前体所乘三维压缩波系10不区分内流与外流。该三维压缩波系在设计状态波后参数一致，因此气流不发生横向流动，有助于提高外乘波飞行器的升阻比性能和内乘波进气道流量系数。同时，按设计状态获取一体化方案几何型面可以有效地减少进气道的浸湿面积，提高内乘波进气道的总压恢复系数。在低马赫数非设计状态下，三维压缩波系10不再完全贴合内乘波进气道唇口4。外乘波飞行器前体和内乘波进气道内外产生压差，内乘波进气道依靠内乘波进气道横向溢流口12产生溢流，从而增大一体化装置的工作马赫数范围。
本实用新型包括外乘波飞行器前体和内乘波进气道，内乘波进气道收缩特征为三维向内收缩。由内乘波进气道至外乘波飞行器前体实现内、外流同时乘波。外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠平面二元楔导乘波段实现过渡，高超声速来流在装置前缘处形成横向曲率中心连续过渡的内外一体激波曲面，一体激波曲面在各周向位置具有相同的激波强度和波后参数，能够满足设计状态无横向流动的设计条件，内外一体激波曲面由内、外乘波两部分组成，内、外乘波部分的激波各微元段曲率中心分别位于一体激波曲面的两侧，即靠近机体侧和偏离机体侧。其中，内乘波部分曲率中心位于激波的偏离机体一侧，而外乘波部分曲率中心位于激波的靠近机体一侧。
本实用新型在保持外乘波飞行器前体与内乘波进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化，能够同时获得高升阻比的飞行器方案及全流量捕获的进气道方案，从而提高飞行器与推进系统的总体性能。
Claims (1)
1.高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置，其特征在于设有外乘波飞行器前体和内乘波进气道；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部、内乘波进气道隔离段和内乘波进气道横向溢流口；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波飞行器前体与内乘波进气道压缩型面连接过渡处。
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