CN204956937U - 圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化装置 - Google Patents
圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化装置 Download PDFInfo
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Abstract
圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化装置，涉及飞行器。设有圆锥构型前体和三维内收缩进气道，三维内收缩进气道设于圆锥构型前体的后下方，三维内收缩进气道设有三维内收缩进气道唇口、三维内收缩进气道进口和三维内收缩进气道出口，圆锥构型前体用于生成圆锥流场，圆锥流场入射激波在三维内收缩进气道唇口处产生反射激波，该反射激波与三维内收缩进气道进口处产生的入射激波构成三维内收缩基本流场。兼顾了圆锥构型乘波前体与三维内收缩式进气道的性能，具有较高的升阻力特性。考虑其大攻角及全流量捕获的设计方法，提升了设计的实用性，增大了发动机推力的同时减小外流阻力。
Description
技术领域
本实用新型涉及飞行器，尤其是涉及一种圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化装置。
背景技术
临近空间高超声速远程机动飞行器的研究是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,JamesS.M.RichardC.M.,TheX-51AScramjetEngineFlightDemonstrationProgram,15thAIAAInternationalSpacePlanesandHypersonicSystemsandTechnologiesConference,2008)。自20世纪60年代以来，大量研究充分证明，实现临近空间飞行的关键在于推进系统与飞行器机体的一体化设计。
在高超声速飞行领域，许多学者都对各类一体化方案进行了深入研究，其中PeterF.Covell,K.Kontis,A.Reggiori等学者主要对无进气道情况下圆锥构型高超声速飞行器的升阻特性、攻角特性及翼型布局等方面进行了研究。研究认为，圆锥构型高超声速飞行器具有结构简单、进气道捕获面积大与容积率大等优点。尤延铖等(尤延铖,梁德旺,郭荣伟,等.高超声速三维内收缩式进气道/乘波前体一体化设计研究评述[J].力学进展,2009,39:513-525.DOI:doi:10.6052/1000-0992-2009-5-J2008-094)详细论述了三维内收缩式进气道优于各类典型高超声速进气道的总体性能优势，如具有等熵压缩比重大、压缩效率高且理论上保证了设计状态进气道全流量捕获、低马赫数状态进气道自动溢流等，并提出三维内收缩式进气道与乘波前体的“双乘波”一体化设计可能为高超声速研究带来新的变革。而RowanJ.Gollan与MichaelK.Smart(GollanRJ,SmartMK.DesignofModularShape-TransitionInletsforaConicalHypersonicVehicle[J].JournalofPropulsion&Power,2013,29(4):832-838)虽在2013年将三维内收缩式进气道与圆锥构型飞行器相耦合实现了圆锥构型飞行器与进气道的耦合设计，但并未研究圆锥前体与进气道之间的相互作用，尤其是进气道进口的选择与进气道基本流场的设计，以及大攻角情况下进气道的设计问题。
然而圆锥构型高超声速飞行器在实际飞行过程中通常具有较大攻角，在该飞行条件下，前缘入射激波将不再保持常规的圆锥激波面而是形成迎风处激波最强，向两侧逐步减弱，发展至背风处基本不产生激波的特点。这样的激波分布使圆锥表面气流形成严重的上洗趋势，即由迎风面向背风面流动，使进气道的性能尤其是流量捕获特性受到严重影响。由此可知，对于圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化方案的研究仍然不够全面，因此，如何构造有效提高进气道流量捕获特性的前体与进气道一体化方案是亟待解决的关键问题。
发明内容
本实用新型的目的旨在提供一种圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化装置。
本实用新型设有圆锥构型前体和三维内收缩进气道，三维内收缩进气道设于圆锥构型前体的后下方，三维内收缩进气道设有三维内收缩进气道唇口、三维内收缩进气道进口和三维内收缩进气道出口，圆锥构型前体用于生成圆锥流场，圆锥流场入射激波在三维内收缩进气道唇口处产生反射激波，该反射激波与三维内收缩进气道进口处产生的入射激波构成三维内收缩基本流场。
设计时，可根据给定的设计条件确定捕获面积、进口形状及圆锥构型高超声速飞行器前体与三维内收缩进气道的相对位置，即可实现本实用新型的设计。
本实用新型在设计条件下高超声速来流撞击具有飞行攻角的圆锥构型前体产生入射激波完全贴口于三维内收缩进气道进口且能使现指定捕获流量的捕获。
本实用新型完善了现有的圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计的不足之处，通过研究在大攻角情况下进气道进口位置与进口形状对圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化方案的流量捕获特性及进气道性能的影响规律，提出一种在能够准确评估进气道的流量捕获特性的圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法。运用本实用新型可实现在圆锥构型飞行器具有大飞行攻角时与三维内收缩进气道的一体化设计，并为进气道提供了高的流量捕获系数及优良的气动性能。
本实用新型的优点：圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法，首先同时兼顾了圆锥构型乘波前体与三维内收缩式进气道的性能，可以保证装置具有较高的升阻力特性。其次考虑其大攻角及全流量捕获的设计方法，提升了设计的实用性，增大了发动机推力的同时减小外流阻力。
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俯视图；
图3是本实用新型实施例的正视图；
图4是本实用新型实施例的左视图。
具体实施方式
参见图1～4，本实用新型实施例设有圆锥构型前体1和三维内收缩进气道6，三维内收缩进气道6设于圆锥构型前体1的后下方，三维内收缩进气道6设有三维内收缩进气道唇口3、三维内收缩进气道进口4和三维内收缩进气道出口5，圆锥构型前体1用于生成圆锥流场，圆锥流场入射激波在三维内收缩进气道唇口3处产生反射激波，该反射激波与三维内收缩进气道进口4处产生的入射激波构成三维内收缩基本流场。
设计时，可根据给定的设计条件确定捕获面积、进口形状及圆锥构型高超声速飞行器前体与三维内收缩进气道的相对位置，即可实现本实用新型的设计。
在图1中，标记2表示设计截面中上唇罩点所在位置。
本实用新型在设计条件下高超声速来流撞击具有飞行攻角的圆锥构型前体1产生入射激波完全贴口于三维内收缩进气道进口4且能使现指定捕获流量的捕获。
运用本实用新型可实现在圆锥构型飞行器具有大飞行攻角时与三维内收缩进气道的一体化设计，并为进气道提供了高的流量捕获系数及优良的气动性能。
本实用新型在设计条件下高超声速来流撞击具有飞行攻角的圆锥构型前体1产生入射激波完全贴口于三维内收缩进气道进口4且能使现指定捕获流量的捕获。
本实用新型的技术解决方案：圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计，其结构包括圆锥构型前体和三维内收缩式进气道，通过计算大攻角情况下圆锥构型流场与进气道给定的捕获流量共同确定三维内收缩式进气道进口位置与进口形状，并运用流线追踪法对三维内收缩式进气道进行计算并三维重构得到进气道外形。
Claims (1)
1.圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化装置，其特征在于设有圆锥构型前体和三维内收缩进气道，三维内收缩进气道设于圆锥构型前体的后下方，三维内收缩进气道设有三维内收缩进气道唇口、三维内收缩进气道进口和三维内收缩进气道出口，圆锥构型前体用于生成圆锥流场，圆锥流场入射激波在三维内收缩进气道唇口处产生反射激波，该反射激波与三维内收缩进气道进口处产生的入射激波构成三维内收缩基本流场。
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| CN107514311A (zh) * | 2017-10-24 | 2017-12-26 | 西南科技大学 | 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法 |
| CN111619820A (zh) * | 2019-12-02 | 2020-09-04 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种基于两区流场的高超声速前体设计方法 |
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