高超聲速細長體飛行器與三維內轉進氣道一體化裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及臨近空間飛行器，尤其是涉及一種高超聲速細長體飛行器與三維內轉進氣道一體化裝置。
【背景技術】
[0002]臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。以美國、俄羅斯為代表的世界強國都在大力推進各自的高超聲速飛行研制計劃。自上世紀60年代以來的大量研究充分說明，飛機器與推進系統(tǒng)的一體化設計是實現(xiàn)高超聲速飛行的關鍵，而機體與推進系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進氣道的一體化。從目前的研究熱點和趨勢看，外乘波體飛行器設計和三維內收縮進氣道研究已經(jīng)成為兩個領域內公認的先進設計方法和領先技術。
[0003]與此同時，現(xiàn)代飛行器為了適應高速飛行和高機動的要求，往往設計成細長機身，這種外形飛行器的質量大部分集中在縱軸周圍，使得繞縱軸的轉動慣量很小，具有較好的滾轉特性。
[0004]至于進氣道，它是高超聲速飛行器推進系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。經(jīng)過長期的發(fā)展人們提出了一系列高超聲速進氣道形式，主要包括:二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道，并就它們的設計方法、流動特征、工作特性、工程設計研究等問題開展了研究。此外，近兩年來，國外研究人員還提出了一系列三維內收縮高超聲速進氣設計思路和方案。如:美國約翰霍普金斯大學F.S.Billig等提出的流線追蹤Busemann進氣道(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computat1n of Leading Edge Truncat1nEffects on Inviscid Busemann Inlet Performance，AIAA paper，2007);美國Astrox公司的P.K.A jay等提出的 “Funnel” 型進氣道概念(Bi 11 ig，F(xiàn).S.and Kothari，A.P.，Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal ofPropuls1n and Power，Vol.16，N0.3，2000，pp.465-471);美國航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進口光滑轉為橢圓形出口( 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。在國內，尤延鋮等學者率先將外流乘波理論運用在進氣道內流研究中，提出了一種被稱為內乘波式的三維內收縮高超聲速進氣道。數(shù)值模擬和高焓風洞試驗證實:設計狀態(tài)下，該進氣道可以全流量捕獲來流;在非設計狀態(tài)，該類進氣道可以通過進口的自動溢流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。
[0005]雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進氣道研究領域，各項研究已經(jīng)取得了顯著的進展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未得到高性能且適用于高超聲速細長體飛行器與三維內轉進氣道的一體化裝置，使二者的結合實現(xiàn)飛行器總體性能的最大化。由于二者工作要求不同，很長一段時間里，人們一直認為一體化就是分別設計兩個高性能部件，對它們進行相干疊加和相互折衷。但一體化問題絕非如此簡單。美國空軍高超聲速計劃首席科學家Mark Lewis (M.Lewis , A Hypersonic Propuls1n AirframeIntegrat1n Overview,39th AIAA與ASME與SAE與ASEE Joint Propuls1n Conferenceand Exhibit，2003)指出，雖然完善的乘波理論可以幫助我們很容易地設計出升阻比7?8的飛行器，但現(xiàn)有的匹配上發(fā)動機的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。而細長乘波進氣道對飛行器性能提升有至關重要的作用。由此可見，目前制約高超聲速系統(tǒng)總體性能的關鍵問題是缺乏一種細長體飛行器與三維內轉進氣道的一體化裝置。

【發(fā)明內容】

[0006]本實用新型的目的旨在提供一種高超聲速細長體飛行器與三維內轉進氣道一體化裝置。
[0007]本實用新型設有外乘波細長體飛行器前體和三維內轉進氣道;所述三維內轉進氣道設有三維內轉進氣道壓縮型面、三維內轉進氣道唇口、三維內轉進氣道肩部、三維內轉進氣道隔離段和三維內轉進氣道橫向溢流口；所述外乘波細長體飛行器前體與三維內轉進氣道通過二元平面楔導乘波段連接過渡，三維內轉進氣道壓縮型面于三維內轉進氣道肩部處轉平進入三維內轉進氣道隔離段，三維內轉進氣道橫向溢流口存在于外乘波細長體飛行器前體與三維內轉進氣道壓縮型面連接過渡處。
[0008]本實用新型的優(yōu)點:細長體式高超聲速飛行器與進氣道同時兼顧了外乘波飛行器前體與三維內轉進氣道的性能。外乘波飛行器前體采用密切錐導乘波理論可以保證設計裝置具有較高的升阻力特性。進氣道為三維內轉進氣道可保證全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小外流阻力；在低馬赫數(shù)情況下又能自動調整溢流，拓寬進氣道的工作馬赫數(shù)范圍。依靠曲率半徑無窮遠的平面楔導乘波體過渡段，實現(xiàn)內外乘波部分的自然過渡，保證了實現(xiàn)高升阻比的乘波裝置不會因為與進氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進氣道的工作。
【附圖說明】
[0009]圖1是本實用新型實施例的總體結構示意圖。
[0010]圖2是本實用新型實施例的半剖結構示意圖。
[0011]圖3是本實用新型實施例的左視不意圖。
[0012]圖4是本實用新型實施例的仰視示意圖。
[0013]圖中的標記為:I表示高超聲速細長乘波飛行器前體與三維內轉進氣道前緣、2表示二元平面楔導乘波段、3表示三維內轉進氣道隔離段、4表示三維內轉進氣道隔離段出口、5表示細長乘波飛行器前體、6表示三維內轉進氣道肩部、7表示三維內轉進氣道壓縮型面、8表示三維內轉進氣道唇口、9表示高超聲速來流、1表示三維內轉進氣道橫向溢流口。
【具體實施方式】
[0014]如圖1?3所示，本實用新型實施例包括細長乘波飛行器前體5與三維內轉進氣道，其中一體化裝置長寬比為8，三維內轉進氣道由三維內轉進氣道壓縮面7、三維內轉進氣道唇口 8、三維內轉進氣道肩部6、三維內轉進氣道隔離段3與三維內轉進氣道橫向溢流口 10組成。且三維內轉進氣道能夠實現(xiàn)內部乘波。細長乘波飛行器前體5與三維內轉進氣道通過二元楔導乘波段2連接過渡，三維內轉進氣道型面7于三維內轉進氣道肩部6處轉平進入三維內轉進氣道隔離段3，三維內轉進氣道唇口 8位置由設計條件下三維內轉進氣道入射激波反射點位置確定，三維內轉進氣道橫向溢流口 10存在于細長乘波飛行器前體3與三維內轉進氣道壓縮型面7連接過渡處。在圖1和2中，標記4表示三維內轉進氣道隔離段出口；在圖3中，標記9表示高超聲速來流。
[0015]本實用新型在保持細長乘波飛行器前體與三維內轉進氣道優(yōu)點的同時，實現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化，從而提高飛行器與推進系統(tǒng)的總體性能。
【主權項】
1.高超聲速細長體飛行器與三維內轉進氣道一體化裝置，其特征在于設有外乘波細長體飛行器前體和三維內轉進氣道;所述三維內轉進氣道設有三維內轉進氣道壓縮型面、三維內轉進氣道唇口、三維內轉進氣道肩部、三維內轉進氣道隔離段和三維內轉進氣道橫向溢流口 ；所述外乘波細長體飛行器前體與三維內轉進氣道通過二元平面楔導乘波段連接過渡，三維內轉進氣道壓縮型面于三維內轉進氣道肩部處轉平進入三維內轉進氣道隔離段，三維內轉進氣道橫向溢流口存在于外乘波細長體飛行器前體與三維內轉進氣道壓縮型面連接過渡處。
【專利摘要】高超聲速細長體飛行器與三維內轉進氣道一體化裝置，涉及臨近空間飛行器。設有外乘波細長體飛行器前體和三維內轉進氣道；三維內轉進氣道設有三維內轉進氣道壓縮型面、三維內轉進氣道唇口、三維內轉進氣道肩部、三維內轉進氣道隔離段和三維內轉進氣道橫向溢流口；所述外乘波細長體飛行器前體與三維內轉進氣道通過二元平面楔導乘波段連接過渡，三維內轉進氣道壓縮型面于三維內轉進氣道肩部處轉平進入三維內轉進氣道隔離段，三維內轉進氣道橫向溢流口存在于外乘波細長體飛行器前體與三維內轉進氣道壓縮型面連接過渡處。兼顧外乘波飛行器前體與三維內轉進氣道的性能，升阻力特性高。增大發(fā)動機推力的同時減小外流阻力，拓寬進氣道的工作馬赫數(shù)范圍。
【IPC分類】B64D33/02
【公開號】CN205366087
【申請?zhí)枴緾N201620169868
【發(fā)明人】施崇廣, 李怡慶, 尤延鋮
【申請人】廈門大學
【公開日】2016年7月6日
【申請日】2016年3月7日