一种旁侧进气高速飞行器的制作方法

本实用新型实施例涉及高速飞行器装置技术领域，具体涉及一种旁侧进气高速飞行器。

背景技术：

高速飞行器主要指各类超音速或高超音速飞行器。通常把马赫数m为1.2～5.0的飞行称为超音速飞行；马赫数m大于5.0的飞行称为高超音速飞行。新型高速飞行器构型设计是目前飞行器研制的热点问题，尤其是带动力的高升阻比构型设计。

现有技术中，一类是无动力的滑翔飞行器，通过在飞行器上方布置上置式捕获翼，可以有效提升升阻比，例如cn103350750a，其在飞行器机体的上方设置有高压捕获翼；再比如cn104354852a公开了一种高速飞行器，其具有上置翼，其实质也是高压捕获翼。但上述专利的高压捕获翼基本为圆弧结构，不易安装固定，且易于变形，需要比较高的加工精度。另一类高速飞行器则主要配置发动机，然而发动机虽然能够提供动力，但是由于自重和体积较大，导致飞行器容量有限，难以满足远程、快速、大容量的运输需求。目前，还没有将高压捕获翼和吸气式发动机同时用于高速飞行器的研究，特别是对于吸气发动机的布置方式，对于整个飞行器的性能都有重要的影响。

另一方面，高压捕获翼本身的结构设计也直接影响着飞行器的性能，虽然其在一定条件下能够提供升力补偿，但同时也会使机体的阻力和重量增加。因此，高压捕获翼的翼型设计至关重要。实用新型人曾提出了一种捕获翼的构型，在学术论文“hypersonici-shapedaerodynamicconfigurations，sciencechinaphysics，mechanics&astronomy，vol.61no.2，2018”的图1中，展示了一种捕获翼的大致形状，其前侧采用后掠式设计，尾部具有大的支撑面，而对于高速飞行器而言，高压捕获翼的尾部附近为低压区，不仅不能产生升力，还会由于自身的湿润面积带来一定的摩擦阻力，因此，其气动性能并不高。对于高超声速飞行器而言，由于强激波的存在，压差阻力急剧增加，导致升阻比性能下降，因此高速飞行器的机翼一般采用大后掠设计。

技术实现要素：

为此，本实用新型实施例提供一种旁侧进气高速飞行器，以解决现有技术中由于强激波的存在，导致升阻比性能下降的问题。

为了实现上述目的，本实用新型实施例提供如下技术方案：

一种旁侧进气高速飞行器，包括机体，所述机体的下方设有下翼面，所述机体的上方设置有高压捕获翼，所述机体的内部设置有吸气式发动机，所述吸气式发动机的前端设有进气口；所述下翼面的下方从前至后顺次设置有锥体和气体流道；

所述锥体从飞行器的前方向飞行器后方和下方延伸，且所述锥体的宽度小于对应的下翼面的宽度；所述气体流道位于锥体的两侧，所述吸气式发动机的进气口位于气体流道的后方。

本实用新型实施例的特征还在于，从所述机体的侧面看，所述吸气式发动机的进气口的外侧逐渐收敛，整体上呈三角形状，且所述进气口的后方与下翼面光滑过渡连接。

本实用新型实施例的特征还在于，所述下翼面的下方还设置有下壳体，所述下壳体将气体流道完全包裹于机体内部。

本实用新型实施例的特征还在于，所述飞行器前端形成压缩激波，所述吸气式发动机的进气口位于所述压缩激波之后。

本实用新型实施例的特征还在于，所述吸气式发动机为冲压发动机。

本实用新型实施例的特征还在于，所述高压捕获翼具有对称构型，其在水平面上的投影，沿着前后方向具有对称轴线，在所述对称轴线上，将高压捕获翼的最前端定义为a点，从a点开始沿着光滑曲线向两侧后掠，到达侧面的最远点b点，a点和b点之间的连线与水平线的夹角为第一夹角α，并且30°<α<50°。

本实用新型实施例的特征还在于，所述高压捕获翼的后部采用燕尾形的后掠式设计，高压捕获翼侧部从最远点b点沿着直线往后延伸至c点，对称轴线上的最末端点定义为d点，c点和d点之间的连线与对称轴线的夹角为第二夹角β，45°<β<90°。

本实用新型实施例具有如下优点：

(1)本实用新型将吸气式发动机安装在下翼面的下方，机体腹部空间得以释放，可以完全作为升力面使用；将进气口置于飞行器前端两侧，可以采用乘波前体设计，充分利用乘波体的均匀压缩特性，一方面可以有效提升发动机的性能，另一方面采用乘波前体也可有效提升整机升阻比特性；

(2)本实用新型的后掠角30°<α<50°，后掠程度相对于传统的超高声速飞行器的高压捕获翼较小，可尽可能多地捕获高压区；并且高压捕获翼的尾部也采用类似燕尾形的后掠式设计，可以更有效的利用高压区；将对称面尾部截掉后可减轻结构质量，翼面积减小，可使结构强度增加；采用燕尾形，使高压区更加集中于高压捕获翼中间位置，使压心位置靠前，更容易实现配平；

(3)本实用新型通过将吸气式发动机和高压捕获翼结合起来运用到高速飞行器中，一方面，由于安装了高压捕获翼提升了飞行器的升阻比，从而使得大尺寸高速飞行器的设计成为可能，以容纳吸气式发动机以及燃料；另一方面，吸气式发动机的安装又有效地提升了飞行器的速度和航程，从而满足了对远程快速运输的需求。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。

本说明书所绘示的结构、比例、大小等，均仅用以配合说明书所揭示的内容，以供熟悉此技术的人士了解与阅读，并非用以限定本实用新型可实施的限定条件，故不具技术上的实质意义，任何结构的修饰、比例关系的改变或大小的调整，在不影响本实用新型所能产生的功效及所能达成的目的下，均应仍落在本实用新型所揭示的技术内容得能涵盖的范围内。

图1为本实用新型飞行器的整体结构示意图；

图2为本实用新型飞行器的三维结构示意图；

图3为本实用新型飞行器的侧面结构示意图；

图4为本实用新型飞行器的仰视结构示意图；

图5为本实用新型飞行器的正面结构示意图；

图6为本实用新型飞行器的高压捕获翼的俯视结构示意图。

图中：

1-机体；2-下翼面；3-高压捕获翼；5-吸气式发动机；6-进气口；7-对称轴线；

21-锥体；22-气体流道；23-下壳体。

具体实施方式

以下由特定的具体实施例说明本实用新型的实施方式，熟悉此技术的人士可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本实用新型的其他优点及功效，显然，所描述的实施例是本实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本实用新型保护的范围。

如图1至图5所示，旁侧进气高速飞行器包括机体1，所述机体1的下方设有下翼面2，所述机体1的上方设置有高压捕获翼3，在所述机体1的内部设置了吸气式发动机5，所述吸气式发动机5的前端设有进气口6。吸气式发动机5优选为冲压发动机。所述吸气式发动机(5)为沿着对称轴线(7)对称分布的若干个。且飞行器前端形成压缩激波4，吸气式发动机5的进气口6位于压缩激波4之后。

所述下翼面2的下方从前至后顺次设置有锥体21和气体流道22；所述锥体21从飞行器的前方向飞行器后方和下方延伸，且所述锥体21的宽度小于对应的下翼面2的宽度；所述气体流道22位于锥体21的两侧，所述吸气式发动机5的进气口6位于气体流道22的后方。

将进气口6置于飞行器前端两侧，可以采用乘波前体设计，充分利用乘波体的均匀压缩特性，一方面可以有效提升发动机的性能，另一方面采用乘波前体也可有效提升整机升阻比特性。

优选地，对于进气道的形状，如图3和图4所示，从机体的侧面看，进气道的外侧逐渐收敛，整体上成三角形状。

优选地，进气道的后方与下翼面2光滑过度连接，具有下壳体23，将吸气式发动机5内流道完全包裹于机体1内部，机体1腹部空间得以释放，可以完全作为升力面使用。

图6为高压捕获翼3的俯视图，也是在水平面上的投影，前端后端均采用后掠式设计。如图所示，整个高压捕获翼3具有对称构成性，沿着前后方向具有对称线7，对称线上，将高压捕获翼3的最前端定义为a点，从a点开始沿着光滑曲线向两侧后掠，到达侧面的最远点b点，a、b之间的连线与水平线的夹角为第一夹角α，也即后掠角，最后沿着直线往后延伸至c点，a、c两点的距离构成了高压捕获翼3的最大长度，对称线上的最末端点定义为d点，d、c之间的连线与对称线的夹角为第二夹角β。

对于高超声速飞行器而言，由于强激波的存在，压差阻力急剧增加，导致升阻比性能下降，因此一般的后掠式机翼，α>50°。而高压捕获翼3不同于常规机翼，它是利用机体上表面压缩所产生的高压来增加升力，因此，高压捕获翼3前缘线不仅要综合考虑减小波阻，也要考虑尽可能多地捕获高压区，所以后掠程度相对于传统的超高声速飞行器的机翼较小。本实施方式中，机翼采用后掠形式，30°<α<50°，既可以有效减小波阻，也可以有效捕获高压区。此外，相对于现有技术，高压捕获翼3的尾部也采用类似燕尾形的后掠式设计，45°<β<90°。具有以下优点：尾部对称面附近为低压区，不仅不能产生升力，还会由于自身的湿润面积带来一定的摩擦阻力，采用这种燕尾形可以更有效的利用高压区；将对称面尾部截掉后可减轻结构质量，翼面积减小，可使结构强度增加；采用燕尾形，使高压区更加集中于高压捕获翼3中间位置，使压心位置靠前，更容易实现配平。

虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本实用新型作了详尽的描述，但在本实用新型基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本实用新型精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本实用新型要求保护的范围。