高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置的制造方法
【技术领域】
[0001]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细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置。
【背景技术】
[0002]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。
[0003]与此同时，现代飞行器为了适应高速飞行和高机动的要求，往往设计成细长机身，这种外形飞行器的质量大部分集中在纵轴周围，使得绕纵轴的转动惯量很小，具有较好的滚转特性。
[0004]至于进气道，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，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(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computat1n of Leading Edge Truncat1nEffects on Inviscid Busemann Inlet Performance，AIAA paper，2007);美国Astrox公司的P.K.A jay等提出的 “Funnel” 型进气道概念(Bi 11 ig，F.S.and Kothari，A.P.，Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal ofPropuls1n and Power，Vol.16，N0.3，2000，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橢圆形出口( Smart,M.K.and Trexler ,C.A.Mach4Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transit1n,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。
[0005]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且适用于高超声速细长体飞行器与三维内转进气道的一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体性能的最大化。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 (M.Lewis , A Hypersonic Propuls1n AirframeIntegrat1n Overview,39th AIAA与ASME与SAE与ASEE Joint Propuls1n Conferenceand Exhibit，2003)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。而细长乘波进气道对飞行器性能提升有至关重要的作用。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一种细长体飞行器与三维内转进气道的一体化装置。
【发明内容】
[0006]本实用新型的目的旨在提供一种高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置。
[0007]本实用新型设有外乘波细长体飞行器前体和三维内转进气道;所述三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、三维内转进气道肩部、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道横向溢流口；所述外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道通过二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，三维内转进气道横向溢流口存在于外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道压缩型面连接过渡处。
[0008]本实用新型的优点:细长体式高超声速飞行器与进气道同时兼顾了外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能。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。进气道为三维内转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】
[0009]图1是本实用新型实施例的总体结构示意图。
[0010]图2是本实用新型实施例的半剖结构示意图。
[0011]图3是本实用新型实施例的左视不意图。
[0012]图4是本实用新型实施例的仰视示意图。
[0013]图中的标记为:I表示高超声速细长乘波飞行器前体与三维内转进气道前缘、2表示二元平面楔导乘波段、3表示三维内转进气道隔离段、4表示三维内转进气道隔离段出口、5表示细长乘波飞行器前体、6表示三维内转进气道肩部、7表示三维内转进气道压缩型面、8表示三维内转进气道唇口、9表示高超声速来流、1表示三维内转进气道横向溢流口。
【具体实施方式】
[0014]如图1?3所示，本实用新型实施例包括细长乘波飞行器前体5与三维内转进气道，其中一体化装置长宽比为8，三维内转进气道由三维内转进气道压缩面7、三维内转进气道唇口 8、三维内转进气道肩部6、三维内转进气道隔离段3与三维内转进气道横向溢流口 10组成。且三维内转进气道能够实现内部乘波。细长乘波飞行器前体5与三维内转进气道通过二元楔导乘波段2连接过渡，三维内转进气道型面7于三维内转进气道肩部6处转平进入三维内转进气道隔离段3，三维内转进气道唇口 8位置由设计条件下三维内转进气道入射激波反射点位置确定，三维内转进气道横向溢流口 10存在于细长乘波飞行器前体3与三维内转进气道压缩型面7连接过渡处。在图1和2中，标记4表示三维内转进气道隔离段出口；在图3中，标记9表示高超声速来流。
[0015]本实用新型在保持细长乘波飞行器前体与三维内转进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化，从而提高飞行器与推进系统的总体性能。
【主权项】
1.高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置，其特征在于设有外乘波细长体飞行器前体和三维内转进气道;所述三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、三维内转进气道肩部、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道横向溢流口 ；所述外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道通过二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，三维内转进气道横向溢流口存在于外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道压缩型面连接过渡处。
【专利摘要】高超声速细长体飞行器与三维内转进气道一体化装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波细长体飞行器前体和三维内转进气道；三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、三维内转进气道肩部、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道横向溢流口；所述外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道通过二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，三维内转进气道横向溢流口存在于外乘波细长体飞行器前体与三维内转进气道压缩型面连接过渡处。兼顾外乘波飞行器前体与三维内转进气道的性能，升阻力特性高。增大发动机推力的同时减小外流阻力，拓宽进气道的工作马赫数范围。
【IPC分类】B64D33/02
【公开号】CN205366087
【申请号】CN201620169868
【发明人】施崇广, 李怡庆, 尤延铖
【申请人】厦门大学
【公开日】2016年7月6日
【申请日】2016年3月7日