CN209080155U - 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置 - Google Patents
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Abstract
基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置，涉及高超声速飞行器。设有圆锥构型前体与前掠内乘波进气道，所述前掠内乘波进气道由三维内收缩进气道经倒置安装于圆锥构型前体的后下方，利用曲面拟合得到的头锥激波面对三维内收缩进气道型面进行切割，去除伸出头锥激波面的部分后得到；所述前掠内乘波进气道设有前掠内乘波进气道压缩型面、前掠内乘波进气道下唇口、前掠内乘波进气道肩部和前掠内乘波进气道出口。实现了圆锥前体的外压缩流场与前掠内乘波进气道的内收缩流场的良好匹配；同时，该构型还具有良好的升阻力特性。
Description
技术领域
本实用新型涉及高超声速飞行器，尤其是涉及基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置。
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。
对于高超声速飞行器，Peter F.Covell，Richard M.Wood，and Steven X.Bauer等学者([1]AIAA.Configuration trade and code validation study on a conicalhypersonic vehicle[J].1988.)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。
对于进气道，它是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器前部，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，三维内收缩进气道；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。近年来三维内转进气道因其压缩效率高、流量捕获特性好等优点在进气系统的设计中得到了广泛关注。
在圆锥前体高超声速飞行器与三维内收缩进气道的一体化设计中，许多学者都进行了相应的研究，其中，Smart M.([2]Smart M.Design of three-dimensionalhypersonic inlets withrectangular to elliptical shape transition[C]//2013.)通过改进了REST进气道设计方法，将该方法与曲锥构型飞行器相耦合实现了曲锥前体与三维进气道的一体化设计。然而直接将圆锥前体与三维内收缩进气道进行耦合，存在着圆锥前体的三维外压缩流场与进气道的三维内收缩流场的不匹配问题。高超声速来流经过圆锥前体的压缩，呈现为流度大小与流速方向的不均匀特性，且圆锥前体飞行器常在大攻角条件下飞行，其流场存在着显著的上洗气流效应。因此，如何实现圆锥前体流场与三维内收缩进气道流场的良好匹配，是圆锥前体与三维内收缩进气道一体化设计的关键。
发明内容
本实用新型的目的旨在提供基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置。
本实用新型设有圆锥构型前体与前掠内乘波进气道，所述前掠内乘波进气道由三维内收缩进气道经倒置安装于圆锥构型前体的后下方，利用曲面拟合得到的头锥激波面对三维内收缩进气道型面进行切割，去除伸出头锥激波面的部分后得到；所述前掠内乘波进气道设有前掠内乘波进气道压缩型面、前掠内乘波进气道下唇口、前掠内乘波进气道肩部、前掠内乘波进气道出口。
本实用新型的优点如下：在一定的来流攻角下设计的前掠内乘波进气道，可利用圆锥前体下方型面作为外压缩段，从而减小前掠内乘波进气道的内收缩比，进而提升前掠内乘波进气道在低马赫数下的起动性能；通过前掠内乘波进气道下唇口的激波封口，可保证前掠内乘波进气道对高能来流的高效捕获；而前掠内乘波进气道肩部与圆锥前体形成的溢流口，可利用圆锥前体带攻角飞行时的上洗气流效应，排移掉部分低能来流，减少由圆锥前体下方进入到前掠内乘波进气道的附面层，从而提高前掠内乘波进气道的总压恢复性能。此外，本实用新型的圆锥前体与前掠内乘波进气道一体化构型，实现了圆锥前体的外压缩流场与前掠内乘波进气道的内收缩流场的良好匹配；同时，该构型还具有良好的升阻力特性。
附图说明
图1是三维内收缩进气道型面在切割前三维内收缩进气道型面在圆锥前体的安装示意图。
图2是三维内收缩进气道型面在切割时三维内收缩进气道的切割方式示意图。
图3是三维内收缩进气道型面在切割后所得到的前掠内乘波进气道的最终生成型面示意图。
图4是前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型右视图。
图5是前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型的全模示意图。
图6是前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型的半模示意图。
图7是前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型前视图。
图中的标记为：1表示圆锥前体、2表示三维圆锥激波曲面、3表示三维内收缩进气道型面、4表示前掠内乘波进气道下唇口、5表示前掠内乘波进气道压缩型面、6表示前掠内乘波进气道肩部、7表示前掠内乘波进气道唇口反射激波、8表示高超声速来流、9表示前掠内乘波进气道出口。
具体实施方式
以下实施例将结合附图对本实用新型作进一步的说明。
如图3所示，本实用新型实施例设有圆锥前体1与前掠内乘波进气道压缩型面5；前掠内乘波进气道压缩型面5经由三维内收缩进气道型面安装于圆锥前体1后下方，利用曲面拟合得到的三维圆锥激波曲面2对三维内收缩进气道型面3进行切割，去除伸出三维圆锥激波曲面2的部分后得到。前掠内乘波进气道由前掠内乘波进气道压缩型面5、前掠内乘波进气道下唇口4、前掠内乘波进气道肩部6、前掠内乘波进气道出口9组成。
本实用新型由以下方法制备：
1)根据设计条件(飞行高度、设计马赫数、来流攻角)计算圆锥前体1的基本流场，得到圆锥前体的三维圆锥激波曲面2。
2)根据设计尺寸要求确定三维内收缩进气道型面3的安装位置，然后根据三维内收缩进气道型面3的流量需求，确定三维内收缩进气道型面3的捕获面积，之后根据三维内收缩进气道型面3的捕获面积与安装位置设计三维内收缩进气道型面3入口的二维投影形状。
3)根据三维内收缩进气道型面3的安装位置，得到三维内收缩进气道型面3的入口来流条件，设计三维内收缩进气道型面3的基本流场。
4)根据设计的三维内收缩进气道型面3入口的二维投影形状，在基准流场中进行流线追踪，得到三维内收缩进气道型面3。
5)将三维内收缩进气道型面3倒置安装到步骤2)确定的安装位置上。安装完成后如图1所示。
6)利用圆锥前体的三维圆锥激波曲面2对三维内收缩进气道型面3进行切割，去除伸出三维圆锥激波曲面2的部分，即得到前掠内乘波进气道与圆锥前体1的一体化构型。三维内收缩进气道的切割方式示意图如图2所示；前掠内乘波进气道的最终生成型面示意图如图3所示；前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型右视图如图4所示；前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型的全模示意图如图5所示；前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型的半模示意图如图6所示；前掠内乘波进气道与圆锥前体的一体化构型前视图如图7所示。
本实用新型不仅保持三维内收缩进气道的良好性能，还实现了圆锥前体的外压缩流场与前掠内乘波进气道的内收缩流场的良好匹配；并具有良好的升阻力特性。
Claims (1)
1.基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置，其特征在于设有圆锥构型前体与前掠内乘波进气道，所述前掠内乘波进气道由三维内收缩进气道经倒置安装于圆锥构型前体的后下方，利用曲面拟合得到的头锥激波面对三维内收缩进气道型面进行切割，去除伸出头锥激波面的部分后得到；所述前掠内乘波进气道设有前掠内乘波进气道压缩型面、前掠内乘波进气道下唇口、前掠内乘波进气道肩部和前掠内乘波进气道出口。
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| CN201821903944.XU CN209080155U (zh) | 2018-11-19 | 2018-11-19 | 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置 |
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Publications (1)
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| CN209080155U true CN209080155U (zh) | 2019-07-09 |
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ID=67124772
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| CN201821903944.XU Active CN209080155U (zh) | 2018-11-19 | 2018-11-19 | 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化装置 |
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112298599A (zh) * | 2020-11-02 | 2021-02-02 | 厦门大学 | 基于弯曲激波理论的全三维乘波体反设计方法 |
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| CN112340014A (zh) * | 2020-11-06 | 2021-02-09 | 南京航空航天大学 | 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法 |
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2018
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