圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實(shí)用新型涉及飛行器，尤其是涉及一種圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化裝置。
【背景技術(shù)】
[0002]臨近空間高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究是臨近空間飛行器發(fā)展的重中之重。以美國(guó)、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國(guó)都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行研制計(jì)劃(Joseph，M.H,James S.M.Richard C.M., The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstrat1nProgram, 15th AIAA Internat1nal Space Planes and Hypersonic Systems andTechnologies Conference, 2008)。自20世紀(jì)60年代以來(lái)，大量研究充分證明，實(shí)現(xiàn)臨近空間飛行的關(guān)鍵在于推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)。
[0003]在高超聲速飛行領(lǐng)域，許多學(xué)者都對(duì)各類(lèi)一體化方案進(jìn)行了深入研究，其中PeterF.Covell, K.Kontis, A.Regg1ri等學(xué)者主要對(duì)無(wú)進(jìn)氣道情況下圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器的升阻特性、攻角特性及翼型布局等方面進(jìn)行了研究。研究認(rèn)為，圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、進(jìn)氣道捕獲面積大與容積率大等優(yōu)點(diǎn)。尤延鋮等(尤延鋮，梁德旺，郭榮偉，等.高超聲速三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道/乘波前體一體化設(shè)計(jì)研究評(píng)述[J].力學(xué)進(jìn)展，2009，39:513-525.D01:do1:10.6052/1000-0992-2009-5-J2008-094)詳細(xì)論述了三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道優(yōu)于各類(lèi)典型高超聲速進(jìn)氣道的總體性能優(yōu)勢(shì)，如具有等熵壓縮比重大、壓縮效率高且理論上保證了設(shè)計(jì)狀態(tài)進(jìn)氣道全流量捕獲、低馬赫數(shù)狀態(tài)進(jìn)氣道自動(dòng)溢流等，并提出三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道與乘波前體的“雙乘波”一體化設(shè)計(jì)可能為高超聲速研究帶來(lái)新的變革。而 Rowan J.Gollan 與 Michael K.Smart (Go 11 an R J, Smart Μ K.Design ofModular Shape-Transit1n Inlets for a Conical Hypersonic Vehicle[J].Journal ofPropuls1n&Power, 2013, 29(4):832-838)雖在2013年將三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道與圓錐構(gòu)型飛行器相耦合實(shí)現(xiàn)了圓錐構(gòu)型飛行器與進(jìn)氣道的耦合設(shè)計(jì)，但并未研究圓錐前體與進(jìn)氣道之間的相互作用，尤其是進(jìn)氣道進(jìn)口的選擇與進(jìn)氣道基本流場(chǎng)的設(shè)計(jì)，以及大攻角情況下進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)問(wèn)題。
[0004]然而圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器在實(shí)際飛行過(guò)程中通常具有較大攻角，在該飛行條件下，前緣入射激波將不再保持常規(guī)的圓錐激波面而是形成迎風(fēng)處激波最強(qiáng)，向兩側(cè)逐步減弱，發(fā)展至背風(fēng)處基本不產(chǎn)生激波的特點(diǎn)。這樣的激波分布使圓錐表面氣流形成嚴(yán)重的上洗趨勢(shì)，即由迎風(fēng)面向背風(fēng)面流動(dòng)，使進(jìn)氣道的性能尤其是流量捕獲特性受到嚴(yán)重影響。由此可知，對(duì)于圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化方案的研究仍然不夠全面，因此，如何構(gòu)造有效提高進(jìn)氣道流量捕獲特性的前體與進(jìn)氣道一體化方案是亟待解決的關(guān)鍵問(wèn)題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本實(shí)用新型的目的旨在提供一種圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化駐習(xí)
目.Ο
[0006]本實(shí)用新型設(shè)有圓錐構(gòu)型前體和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)于圓錐構(gòu)型前體的后下方，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)有三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道出口，圓錐構(gòu)型前體用于生成圓錐流場(chǎng)，圓錐流場(chǎng)入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口處產(chǎn)生的入射激波構(gòu)成三維內(nèi)收縮基本流場(chǎng)。
[0007]設(shè)計(jì)時(shí)，可根據(jù)給定的設(shè)計(jì)條件確定捕獲面積、進(jìn)口形狀及圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的相對(duì)位置，即可實(shí)現(xiàn)本實(shí)用新型的設(shè)計(jì)。
[0008]本實(shí)用新型在設(shè)計(jì)條件下高超聲速來(lái)流撞擊具有飛行攻角的圓錐構(gòu)型前體產(chǎn)生入射激波完全貼口于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口且能使現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0009]本實(shí)用新型完善了現(xiàn)有的圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的不足之處，通過(guò)研究在大攻角情況下進(jìn)氣道進(jìn)口位置與進(jìn)口形狀對(duì)圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化方案的流量捕獲特性及進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律，提出一種在能夠準(zhǔn)確評(píng)估進(jìn)氣道的流量捕獲特性的圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法。運(yùn)用本實(shí)用新型可實(shí)現(xiàn)在圓錐構(gòu)型飛行器具有大飛行攻角時(shí)與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)，并為進(jìn)氣道提供了高的流量捕獲系數(shù)及優(yōu)良的氣動(dòng)性能。
[0010]本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn):圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)方法，首先同時(shí)兼顧了圓錐構(gòu)型乘波前體與三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道的性能，可以保證裝置具有較高的升阻力特性。其次考慮其大攻角及全流量捕獲的設(shè)計(jì)方法，提升了設(shè)計(jì)的實(shí)用性，增大了發(fā)動(dòng)機(jī)推力的同時(shí)減小外流阻力。
【附圖說(shuō)明】
[0011]圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例的總體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0012]圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例的俯視圖；
[0013]圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例的正視圖；
[0014]圖4是本實(shí)用新型實(shí)施例的左視圖。
【具體實(shí)施方式】
[0015]參見(jiàn)圖1?4，本實(shí)用新型實(shí)施例設(shè)有圓錐構(gòu)型前體1和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道6，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道6設(shè)于圓錐構(gòu)型前體1的后下方，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道6設(shè)有三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口 3、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口 4和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道出口 5，圓錐構(gòu)型前體1用于生成圓錐流場(chǎng)，圓錐流場(chǎng)入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口 3處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口 4處產(chǎn)生的入射激波構(gòu)成三維內(nèi)收縮基本流場(chǎng)。
[0016]設(shè)計(jì)時(shí)，可根據(jù)給定的設(shè)計(jì)條件確定捕獲面積、進(jìn)口形狀及圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的相對(duì)位置，即可實(shí)現(xiàn)本實(shí)用新型的設(shè)計(jì)。
[0017]在圖1中，標(biāo)記2表示設(shè)計(jì)截面中上唇罩點(diǎn)所在位置。
[0018]本實(shí)用新型在設(shè)計(jì)條件下高超聲速來(lái)流撞擊具有飛行攻角的圓錐構(gòu)型前體1產(chǎn)生入射激波完全貼口于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口 4且能使現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0019]運(yùn)用本實(shí)用新型可實(shí)現(xiàn)在圓錐構(gòu)型飛行器具有大飛行攻角時(shí)與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì)，并為進(jìn)氣道提供了高的流量捕獲系數(shù)及優(yōu)良的氣動(dòng)性能。
[0020]本實(shí)用新型在設(shè)計(jì)條件下高超聲速來(lái)流撞擊具有飛行攻角的圓錐構(gòu)型前體1產(chǎn)生入射激波完全貼口于三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口 4且能使現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0021]本實(shí)用新型的技術(shù)解決方案:圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)，其結(jié)構(gòu)包括圓錐構(gòu)型前體和三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道，通過(guò)計(jì)算大攻角情況下圓錐構(gòu)型流場(chǎng)與進(jìn)氣道給定的捕獲流量共同確定三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道進(jìn)口位置與進(jìn)口形狀，并運(yùn)用流線追蹤法對(duì)三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道進(jìn)行計(jì)算并三維重構(gòu)得到進(jìn)氣道外形。
【主權(quán)項(xiàng)】
1.圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化裝置，其特征在于設(shè)有圓錐構(gòu)型前體和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)于圓錐構(gòu)型前體的后下方，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)有三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道出口，圓錐構(gòu)型前體用于生成圓錐流場(chǎng)，圓錐流場(chǎng)入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口處產(chǎn)生的入射激波構(gòu)成三維內(nèi)收縮基本流場(chǎng)。
【專(zhuān)利摘要】圓錐構(gòu)型高超聲速飛行器前體與進(jìn)氣道一體化裝置，涉及飛行器。設(shè)有圓錐構(gòu)型前體和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)于圓錐構(gòu)型前體的后下方，三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)有三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口、三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道出口，圓錐構(gòu)型前體用于生成圓錐流場(chǎng)，圓錐流場(chǎng)入射激波在三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道唇口處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道進(jìn)口處產(chǎn)生的入射激波構(gòu)成三維內(nèi)收縮基本流場(chǎng)。兼顧了圓錐構(gòu)型乘波前體與三維內(nèi)收縮式進(jìn)氣道的性能，具有較高的升阻力特性。考慮其大攻角及全流量捕獲的設(shè)計(jì)方法，提升了設(shè)計(jì)的實(shí)用性，增大了發(fā)動(dòng)機(jī)推力的同時(shí)減小外流阻力。
【IPC分類(lèi)】B64D33/02
【公開(kāi)號(hào)】CN204956937
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201520761618
【發(fā)明人】李濤, 李怡慶, 尤延鋮
【申請(qǐng)人】廈門(mén)大學(xué)
【公開(kāi)日】2016年1月13日
【申請(qǐng)日】2015年9月29日