圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化裝置的制造方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及飛行器，尤其是涉及一種圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化裝置。
【背景技術】
[0002]臨近空間高超聲速遠程機動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、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(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60年代以來，大量研究充分證明，實現(xiàn)臨近空間飛行的關鍵在于推進系統(tǒng)與飛行器機體的一體化設計。
[0003]在高超聲速飛行領域，許多學者都對各類一體化方案進行了深入研究，其中PeterF.Covell, K.Kontis, A.Regg1ri等學者主要對無進氣道情況下圓錐構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行了研究。研究認為，圓錐構型高超聲速飛行器具有結構簡單、進氣道捕獲面積大與容積率大等優(yōu)點。尤延鋮等(尤延鋮，梁德旺，郭榮偉，等.高超聲速三維內(nèi)收縮式進氣道/乘波前體一體化設計研究評述[J].力學進展，2009，39:513-525.D01:do1:10.6052/1000-0992-2009-5-J2008-094)詳細論述了三維內(nèi)收縮式進氣道優(yōu)于各類典型高超聲速進氣道的總體性能優(yōu)勢，如具有等熵壓縮比重大、壓縮效率高且理論上保證了設計狀態(tài)進氣道全流量捕獲、低馬赫數(shù)狀態(tài)進氣道自動溢流等，并提出三維內(nèi)收縮式進氣道與乘波前體的“雙乘波”一體化設計可能為高超聲速研究帶來新的變革。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)收縮式進氣道與圓錐構型飛行器相耦合實現(xiàn)了圓錐構型飛行器與進氣道的耦合設計，但并未研究圓錐前體與進氣道之間的相互作用，尤其是進氣道進口的選擇與進氣道基本流場的設計，以及大攻角情況下進氣道的設計問題。
[0004]然而圓錐構型高超聲速飛行器在實際飛行過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處激波最強，向兩側逐步減弱，發(fā)展至背風處基本不產(chǎn)生激波的特點。這樣的激波分布使圓錐表面氣流形成嚴重的上洗趨勢，即由迎風面向背風面流動，使進氣道的性能尤其是流量捕獲特性受到嚴重影響。由此可知，對于圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化方案的研究仍然不夠全面，因此，如何構造有效提高進氣道流量捕獲特性的前體與進氣道一體化方案是亟待解決的關鍵問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本實用新型的目的旨在提供一種圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化駐習
目.Ο
[0006]本實用新型設有圓錐構型前體和三維內(nèi)收縮進氣道，三維內(nèi)收縮進氣道設于圓錐構型前體的后下方，三維內(nèi)收縮進氣道設有三維內(nèi)收縮進氣道唇口、三維內(nèi)收縮進氣道進口和三維內(nèi)收縮進氣道出口，圓錐構型前體用于生成圓錐流場，圓錐流場入射激波在三維內(nèi)收縮進氣道唇口處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進氣道進口處產(chǎn)生的入射激波構成三維內(nèi)收縮基本流場。
[0007]設計時，可根據(jù)給定的設計條件確定捕獲面積、進口形狀及圓錐構型高超聲速飛行器前體與三維內(nèi)收縮進氣道的相對位置，即可實現(xiàn)本實用新型的設計。
[0008]本實用新型在設計條件下高超聲速來流撞擊具有飛行攻角的圓錐構型前體產(chǎn)生入射激波完全貼口于三維內(nèi)收縮進氣道進口且能使現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0009]本實用新型完善了現(xiàn)有的圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化設計的不足之處，通過研究在大攻角情況下進氣道進口位置與進口形狀對圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化方案的流量捕獲特性及進氣道性能的影響規(guī)律，提出一種在能夠準確評估進氣道的流量捕獲特性的圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化設計方法。運用本實用新型可實現(xiàn)在圓錐構型飛行器具有大飛行攻角時與三維內(nèi)收縮進氣道的一體化設計，并為進氣道提供了高的流量捕獲系數(shù)及優(yōu)良的氣動性能。
[0010]本實用新型的優(yōu)點:圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化設計方法，首先同時兼顧了圓錐構型乘波前體與三維內(nèi)收縮式進氣道的性能，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計方法，提升了設計的實用性，增大了發(fā)動機推力的同時減小外流阻力。
【附圖說明】
[0011]圖1是本實用新型實施例的總體結構示意圖；
[0012]圖2是本實用新型實施例的俯視圖；
[0013]圖3是本實用新型實施例的正視圖；
[0014]圖4是本實用新型實施例的左視圖。
【具體實施方式】
[0015]參見圖1?4，本實用新型實施例設有圓錐構型前體1和三維內(nèi)收縮進氣道6，三維內(nèi)收縮進氣道6設于圓錐構型前體1的后下方，三維內(nèi)收縮進氣道6設有三維內(nèi)收縮進氣道唇口 3、三維內(nèi)收縮進氣道進口 4和三維內(nèi)收縮進氣道出口 5，圓錐構型前體1用于生成圓錐流場，圓錐流場入射激波在三維內(nèi)收縮進氣道唇口 3處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進氣道進口 4處產(chǎn)生的入射激波構成三維內(nèi)收縮基本流場。
[0016]設計時，可根據(jù)給定的設計條件確定捕獲面積、進口形狀及圓錐構型高超聲速飛行器前體與三維內(nèi)收縮進氣道的相對位置，即可實現(xiàn)本實用新型的設計。
[0017]在圖1中，標記2表示設計截面中上唇罩點所在位置。
[0018]本實用新型在設計條件下高超聲速來流撞擊具有飛行攻角的圓錐構型前體1產(chǎn)生入射激波完全貼口于三維內(nèi)收縮進氣道進口 4且能使現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0019]運用本實用新型可實現(xiàn)在圓錐構型飛行器具有大飛行攻角時與三維內(nèi)收縮進氣道的一體化設計，并為進氣道提供了高的流量捕獲系數(shù)及優(yōu)良的氣動性能。
[0020]本實用新型在設計條件下高超聲速來流撞擊具有飛行攻角的圓錐構型前體1產(chǎn)生入射激波完全貼口于三維內(nèi)收縮進氣道進口 4且能使現(xiàn)指定捕獲流量的捕獲。
[0021]本實用新型的技術解決方案:圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化設計，其結構包括圓錐構型前體和三維內(nèi)收縮式進氣道，通過計算大攻角情況下圓錐構型流場與進氣道給定的捕獲流量共同確定三維內(nèi)收縮式進氣道進口位置與進口形狀，并運用流線追蹤法對三維內(nèi)收縮式進氣道進行計算并三維重構得到進氣道外形。
【主權項】
1.圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化裝置，其特征在于設有圓錐構型前體和三維內(nèi)收縮進氣道，三維內(nèi)收縮進氣道設于圓錐構型前體的后下方，三維內(nèi)收縮進氣道設有三維內(nèi)收縮進氣道唇口、三維內(nèi)收縮進氣道進口和三維內(nèi)收縮進氣道出口，圓錐構型前體用于生成圓錐流場，圓錐流場入射激波在三維內(nèi)收縮進氣道唇口處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進氣道進口處產(chǎn)生的入射激波構成三維內(nèi)收縮基本流場。
【專利摘要】圓錐構型高超聲速飛行器前體與進氣道一體化裝置，涉及飛行器。設有圓錐構型前體和三維內(nèi)收縮進氣道，三維內(nèi)收縮進氣道設于圓錐構型前體的后下方，三維內(nèi)收縮進氣道設有三維內(nèi)收縮進氣道唇口、三維內(nèi)收縮進氣道進口和三維內(nèi)收縮進氣道出口，圓錐構型前體用于生成圓錐流場，圓錐流場入射激波在三維內(nèi)收縮進氣道唇口處產(chǎn)生反射激波，該反射激波與三維內(nèi)收縮進氣道進口處產(chǎn)生的入射激波構成三維內(nèi)收縮基本流場。兼顧了圓錐構型乘波前體與三維內(nèi)收縮式進氣道的性能，具有較高的升阻力特性?？紤]其大攻角及全流量捕獲的設計方法，提升了設計的實用性，增大了發(fā)動機推力的同時減小外流阻力。
【IPC分類】B64D33/02
【公開號】CN204956937
【申請?zhí)枴緾N201520761618
【發(fā)明人】李濤, 李怡慶, 尤延鋮
【申請人】廈門大學
【公開日】2016年1月13日
【申請日】2015年9月29日