CN203958610U - 双进气道高超声速乘波体飞行器装置 - Google Patents

Abstract

双进气道高超声速乘波体飞行器装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波飞行器前体、一对内乘波进气道和中间乘波体；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、内乘波进气道肩部和内乘波进气道隔离段；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，所述中间乘波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。在保持乘波体飞行器与内乘波进气道优点的同时，实现了双进气道高超声速乘波体的一体化设计，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的双进气道装置。

Description

双进气道高超声速乘波体飞行器装置

技术领域

本发明涉及临近空间飞行器，尤其是涉及一种具有双进气道的高超声速乘波体飞行器。

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，而临近空间高超声速远程机动飞行器的研究又因其重要的战略意义成为临近空间飞行器发展的重中之重。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（Joseph, M. H, James S. M. Richard C. M., The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program, 15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference, 2008）。自上世纪60年代以来的大量研究（Heiser, W. H. and Pratt, D. T., Hypersonic Airbreathing Propulsion.AIAA Inc., Washington D. C., USA, 1994）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。近半个世纪来，许多学者在飞行器外形设计和高超声速进气道研究方面开展了细致的研究工作，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。

从目前各国公布的航天计划来看，乘波前体外形已经成为多数国家选用的单级入轨飞行器或双级入轨第一级飞行器的基本构型。关于飞行器乘波构型的研究已经十分深入，国外学者对它的研究文献不下百篇，其中Jones和Lewis的综述很详细的归纳总结了外乘波体设计方法的技术特点和发展历程。国内外很多学者还就外乘波体外形优化与工程设计方面开展了深入而细致的研究。

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。近两年来，国外研究人员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. and Colville, J. R.,  Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on Inviscid Busemann Inlet 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，该进气道在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，科研人员尚未找到有效的方法，将飞行器与进气道部件一体化，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。但一体化设计问题绝非如此简单。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, 39th AIAA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。飞行器依靠推力飞行，推力的提升对飞行器性能的提升有着至关重要的作用，发展双发动机高超声速飞行器的构想受到许多学者的关注。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双进气道高超声速乘波体飞行器装置。

发明内容

本实用新型的目的旨在提供一种双进气道高超声速乘波体飞行器装置。

本实用新型设有外乘波飞行器前体、一对内乘波进气道及中间乘波体；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、内乘波进气道肩部和内乘波进气道隔离段；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，所述内乘波进气道与中间乘波体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。

本实用新型的优点：双进气道高超声速乘波体飞行器装置在兼顾了乘波体与内乘波进气道的性能的同时最大化飞行器所能产生的推力。外乘波飞行器前体与中间乘波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是双进气道高超声速乘波体飞行器方案三维轮廓轴测图。

图2是双进气道高超声速乘波体飞行器方案正视图。

图3是双进气道高超声速乘波体飞行器方案俯视图。

图中标记为：1表示高超声速飞行器进气道前缘捕获型线、2表示外乘波飞行器前体压缩型面、3表示内乘波进气道压缩型面、4表示中间乘波体压缩型面、5表示二元平面楔导乘波段、6表示二元平面楔导乘波段、7表示内乘波进气道唇口、8表示内乘波进气道肩部型线、9表示内乘波进气道隔离段、10表示内乘波进气道隔离段出口。

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2、内乘波进气道和中间乘波体4，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7、内乘波进气道肩部型线8、内乘波进气道隔离段9组成。外乘波飞行器前体2与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段5连接过度，内乘波进气道与中间乘波体4依靠二元平面楔导乘波段6连接过度，内乘波进气道型面3于内乘波进气道肩部型线8处转平进入内乘波进气道隔离段5，内乘波进气道唇口7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。

本实用新型包括外乘波飞行器前体、内乘波进气道和中间乘波体，内乘波进气道收缩特征为三维向内收缩。由外乘波飞行器前体至内乘波进气道至中间乘波体实现外、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，内乘波进气道与中间乘波体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，一体激波曲面由外、内、中间外乘波三部分组成，外、内、中间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，而外乘波部分与中间激波部分曲率中心位于激波的靠近机体一侧。

本实用新型在保持乘波体飞行器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，提出了双进气道高超声速飞行器装置，在获得高升阻比的飞行器方案及全流量捕获的进气道方案的同时极大的提高飞行器推进系统的总体性能。

Claims (1)

1.双进气道高超声速乘波体飞行器装置，其特征在于设有外乘波飞行器前体、一对内乘波进气道和中间乘波体；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、内乘波进气道肩部和内乘波进气道隔离段；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，所述中间乘波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。