一種軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法
【專利摘要】本發(fā)明一種軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法，其特征是包括以下步驟：第一步，獲取軸對(duì)稱布局頭部進(jìn)氣沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道最大工作攻角α1；第二步，獲取軸對(duì)稱飛行器巡航攻角為α2；第三步，如果α1＜α2，以飛行器中軸線上進(jìn)氣道出口處為原點(diǎn)，將進(jìn)氣道中軸線2向下偏轉(zhuǎn)角度θ=α2-α1；光滑過渡連接進(jìn)氣道出口和燃燒室入口處機(jī)身截面4；反之則不需要偏轉(zhuǎn)。本發(fā)明解決了軸對(duì)稱飛行器與進(jìn)氣道對(duì)飛行攻角要求的矛盾。在一個(gè)攻角下同時(shí)獲得高升阻比和較優(yōu)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能。
【專利說明】一種軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種中軸線轉(zhuǎn)折軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局方法，特別是涉及吸氣式軸對(duì)稱飛行器進(jìn)氣道中軸線與機(jī)身中軸線轉(zhuǎn)折的氣動(dòng)布局方案。
【背景技術(shù)】
[0002]臨近空間吸氣式高超聲速飛行器是當(dāng)前航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)。在吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展的70年中，人們嘗試了各種吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與高超聲速飛行器機(jī)身組合的氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)，包括飛機(jī)式布局、軸對(duì)稱式布局、升力體式布局和乘波體式布局等。吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)與飛行器機(jī)身間的組合方式有機(jī)翼外掛式、頭部進(jìn)氣式、頜下進(jìn)氣式、機(jī)身體側(cè)進(jìn)氣式、機(jī)身腹部進(jìn)氣式和機(jī)身背部進(jìn)氣式等多種形式。
[0003]由于以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器具有機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化的特征，高超聲速飛行時(shí)飛行器遇到的波阻與摩阻較大，而吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生的推力相對(duì)較小。因此只有將發(fā)動(dòng)機(jī)與機(jī)體耦合設(shè)計(jì)才能產(chǎn)生較大的正推力。即將飛行器前體作為進(jìn)氣道的一部分，將飛行器后體作為尾噴管的一部分，氣流經(jīng)過前體即進(jìn)氣道的壓縮后，在燃燒室內(nèi)與燃料混合發(fā)生化學(xué)反應(yīng)，產(chǎn)生高溫高壓氣體，經(jīng)過尾噴管即飛行器后體膨脹做功產(chǎn)生推力。因此，吸氣式高超聲速飛行器一般不采用機(jī)翼或機(jī)身外掛式方案，即使采用進(jìn)氣道-機(jī)身組合方式，也通常為升力體或乘波體的一體化布局設(shè)計(jì)。
[0004]一般來說，軸對(duì)稱構(gòu)型高超聲速飛行器雖然升阻比不易提高、但結(jié)構(gòu)容積效率高，結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)簡(jiǎn)單，加工、裝配方便；飛行器質(zhì)心、壓心和推力線較易配置在飛行器中軸線上，氣動(dòng)特性線性度較好，減小了控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)難度；而且易于配合固體助推器實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行。因此，在目前吸氣式高超聲速飛行器或?qū)椩O(shè)計(jì)中，軸對(duì)稱外形是一種可選布局方案，在工程型號(hào)研制中具有較好的應(yīng)用前景。
[0005]軸對(duì)稱式布局方案是一種可行的吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)外形布局方案。例如美國(guó)在近年研制的HyFly高超聲速巡航導(dǎo)彈飛行器方案中，采取了軸對(duì)稱外形頭部進(jìn)氣(頭部周向軸對(duì)稱布置多個(gè)進(jìn)氣道，形成軸對(duì)稱外型輪廓)組合軸對(duì)稱機(jī)身(中心布置圓截面燃燒室和噴管)的方式，實(shí)現(xiàn)了軸對(duì)稱布局飛行器與沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的一體化設(shè)計(jì)。但頭部進(jìn)氣軸對(duì)稱布局飛行器在較小攻角下進(jìn)氣道性能較優(yōu)，而該類飛行器在較大攻角下才具有較高升阻比，以滿足臨近空間高超聲速巡航飛行要求。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]本發(fā)明提出了一種軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局方案，以解決上述軸對(duì)稱飛行器與進(jìn)氣道對(duì)飛行攻角要求的矛盾。在一個(gè)攻角下同時(shí)獲得高升阻比和較優(yōu)的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)性能。
[0007]本發(fā)明根據(jù)升阻比、捕獲流量系數(shù)隨攻角變化趨勢(shì)反向的特點(diǎn)，提出將進(jìn)氣道中軸線偏轉(zhuǎn)一定的角度，可以在飛行器飛行攻角下，降低進(jìn)氣道有效攻角，獲得較優(yōu)的進(jìn)氣道性能，使超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)獲得較大的推力。本發(fā)明為軸對(duì)稱布局吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)提供了一種性能優(yōu)秀的選擇方案。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0008]圖1利用本發(fā)明設(shè)計(jì)出的中軸線轉(zhuǎn)折飛行器氣動(dòng)外形圖
[0009]圖2利用現(xiàn)有技術(shù)設(shè)計(jì)的中軸線不轉(zhuǎn)折飛行器氣動(dòng)外形圖
[0010]圖3中軸線不轉(zhuǎn)折飛行器升阻比和進(jìn)氣道流量系數(shù)隨攻角變化曲線
[0011]圖4中軸線轉(zhuǎn)折飛行器升阻比和進(jìn)氣道流量系數(shù)隨攻角變化曲線
【具體實(shí)施方式】
[0012]下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明做進(jìn)一步描述。
[0013]第一步，進(jìn)行軸對(duì)稱布局頭部進(jìn)氣沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，設(shè)計(jì)方法為本領(lǐng)域公知方法；通過計(jì)算或試驗(yàn)得到該進(jìn)氣道性能較優(yōu)的最大工作攻角α1()攻角Ci1定義為飛行速度方向I與進(jìn)氣道中軸線2之間的夾角，如圖1所示。
[0014]第二步，進(jìn)行軸對(duì)稱飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，確定設(shè)計(jì)點(diǎn)巡航攻角為α 2，設(shè)計(jì)方法為本領(lǐng)域公知方法。此時(shí)進(jìn)氣道中軸線2與飛行器機(jī)身(沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室、尾噴管)中軸線3共線，如圖2所示；
[0015]巡航攻角α 2定義為飛行速度方向I與飛行器機(jī)身中軸線3之間的夾角，如圖2所
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[0016]第三步，如果Ci1 < Ci2，則以飛行器中軸線上進(jìn)氣道出口處為原點(diǎn)，將進(jìn)氣道中軸線2向下偏轉(zhuǎn)角度θ = α 2-a i，光滑過渡連接進(jìn)氣道出口和燃燒室入口處機(jī)身截面4，如圖1所示。
[0017]反之則不需要偏轉(zhuǎn)，如圖2所示。
[0018]如上則可獲得中軸線轉(zhuǎn)折的軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器外形。
[0019]圖3為中軸線不轉(zhuǎn)折飛行器升阻比和進(jìn)氣道流量系數(shù)隨攻角變化曲線，其中橫坐標(biāo)為攻角，左側(cè)縱坐標(biāo)為升阻比，右側(cè)縱坐標(biāo)為流量系數(shù)，圖中矩形點(diǎn)線代表升阻比，三角形點(diǎn)線代表流量系數(shù)。
[0020]圖4為中軸線轉(zhuǎn)折飛行器升阻比和進(jìn)氣道流量系數(shù)隨攻角變化曲線，其中橫坐標(biāo)為攻角，左側(cè)縱坐標(biāo)為升阻比，右側(cè)縱坐標(biāo)為流量系數(shù)，圖中矩形點(diǎn)線代表升阻比，三角形點(diǎn)線代表流量系數(shù)。
[0021]在巡航狀態(tài)下，假設(shè)總體要求的升阻比指標(biāo)為不小于2.4，進(jìn)氣道流量系數(shù)不小于
0.9。則當(dāng)進(jìn)氣道中軸線與機(jī)身中軸線重合時(shí)，根據(jù)圖3中的升阻比曲線可知對(duì)應(yīng)的巡航攻角為5度，此時(shí)進(jìn)氣道的流量系數(shù)為0.82，不滿足總體指標(biāo)要求。當(dāng)進(jìn)氣道中軸線與機(jī)身中軸線偏轉(zhuǎn)2度時(shí)，根據(jù)圖2中的升阻比曲線可知對(duì)應(yīng)的巡航攻角為5.2度，此時(shí)進(jìn)氣道的流量系數(shù)為0.91，可以滿足總體指標(biāo)要求，可以獲得較優(yōu)的發(fā)動(dòng)機(jī)性能。
[0022]綜上所述，本發(fā)明提出的一種中軸線轉(zhuǎn)折軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局方案，能夠解決軸對(duì)稱高超聲速飛行器高升阻比所要求的大攻角與較優(yōu)性能進(jìn)氣道所要的小攻角飛行的矛盾。
【權(quán)利要求】
1.一種軸對(duì)稱吸氣式高超聲速飛行器氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方法，其特征是包括以下步驟: 第一步，獲取軸對(duì)稱布局頭部進(jìn)氣沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道最大工作攻角CI1 ; 第二步，獲取軸對(duì)稱飛行器巡航攻角為α2; 第三步，如果Q1 < Ci2，以飛行器中軸線上進(jìn)氣道出口處為原點(diǎn)，將進(jìn)氣道中軸線2向下偏轉(zhuǎn)角度Q=O2-Ci1 ;光滑過渡連接進(jìn)氣道出口和燃燒室入口處機(jī)身截面4; 反之則不需要偏轉(zhuǎn)。
【文檔編號(hào)】B64D33/00GK103538727SQ201310460889
【公開日】2014年1月29日 申請(qǐng)日期:2013年9月30日 優(yōu)先權(quán)日:2013年9月30日
【發(fā)明者】金亮, 柳軍, 王中偉, 李潔, 夏智勛, 羅世彬, 羅文彩, 劉珍, 顏力, 劉冰, 王德全, 曾慶華, 郭振云, 黃偉, 李大鵬 申請(qǐng)人:中國(guó)人民解放軍國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)