本發(fā)明屬于炮彈、導(dǎo)彈等飛行器，更具體地，涉及一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)及具有該結(jié)構(gòu)的增程炮彈。

背景技術(shù)：

1、彈箭飛行器高速在大氣層中飛行時，其阻力特性對彈箭飛行器的航程、有效載荷重量及推重比等特性有直接影響，因此，減阻一直是高速彈箭飛行器設(shè)計的首要任務(wù)。從彈箭飛行器高速飛行過程中所受阻力的形成機制來講，彈箭飛行器阻力主要有摩擦阻力、波阻力和底阻構(gòu)成?；诖耍藗兎謩e從飛行器外形結(jié)構(gòu)優(yōu)化、提升推力和提高底部壓力等方面進行了大量減阻增升設(shè)計。專利申請cn202010667681.2提出了一種同軸并聯(lián)裝藥底排減阻彈底分離減質(zhì)設(shè)計，減阻增推的同時兼顧了有效載荷的重量，起到一定的有益效果。專利申請cn202011222265.8從被動整流角度出發(fā)將傳統(tǒng)圓柱狀氣動外形整流成棗核形氣動布局，達到降低飛行阻力的有益效果。

2、底阻作為彈箭飛行器飛行阻力的重要組成部分，文獻報道約占總阻力的40％～50％，降低底阻對高速彈箭飛行器意義重大。從技術(shù)路線上，目前主要采用底排(如專利申請cn201010594424.7和專利申請cn201010594415.8)和底凹兩種手段降低底阻。底凹方法具有結(jié)構(gòu)簡單、飛行包線適應(yīng)性好、無額外復(fù)雜輔助部件等特點，在降低底阻方面仍是常采用的主要方法之一，但該方法降低底阻效果并不理想，因此，如何在底凹方法的基礎(chǔ)上進一步降低底阻，是本領(lǐng)域技術(shù)人員亟待解決的問題。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、針對現(xiàn)有技術(shù)的以上缺陷或改進需求，本發(fā)明提供了一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)及具有該結(jié)構(gòu)的增程炮彈，其目的在于通過在彈箭飛行器尾部采用平行斜切進氣口捕集飛行器表面高速來流空氣，由此解決采用底凹方法在降低底阻方面效果較差的技術(shù)問題。

2、為實現(xiàn)上述目的，按照本發(fā)明的一個方面，提供了一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，包括：v形凹腔底面和吸氣唇罩；所述v形凹腔底面設(shè)置于所述吸氣唇罩內(nèi)部，二者通過所述v形凹腔底面外側(cè)延伸的支撐肋條同軸固定；所述v形凹腔底面的外表面與所述吸氣唇罩的內(nèi)表面之間設(shè)有環(huán)縫從而形成環(huán)形流道；

3、所述v形凹腔底面包括多個環(huán)縫凹腔和頂部凹腔，多個環(huán)縫凹腔沿所述v形凹腔底面的外表面間隔設(shè)置，所述頂部凹腔設(shè)置于所述v形凹腔底面的一端。

4、優(yōu)選地，所述吸氣唇罩的唇口為環(huán)形斜切唇口，所述環(huán)形斜切唇口的斜切角度滿足形成貼體斜激波的氣動條件，所述斜切角度為2°～10°。

5、優(yōu)選地，所述環(huán)形斜切唇口與所述v形凹腔底面表面之間形成均勻間隙的環(huán)形吸氣進口。

6、進一步優(yōu)選地，所述環(huán)形吸氣進口的寬度與環(huán)形斜切唇口斜切角度和v形凹腔底面半張角滿足一定氣動關(guān)系，使得所述環(huán)形斜切唇口處產(chǎn)生的貼體斜激波可與v形凹腔底面相交。

7、優(yōu)選地，所述環(huán)形流道的截面面積沿氣體流向逐漸擴大，以滿足吸入高速氣流減速擴壓的要求；且所述環(huán)形流道沿氣體流向延伸至所述吸氣唇罩尾部形成底凹腔。

8、優(yōu)選地，所述v形凹腔底面的半張角為15°～30°。

9、優(yōu)選地，所述吸氣唇罩的外形與氣體來流方向呈零攻角，以避免產(chǎn)生額外的氣動阻力。

10、優(yōu)選地，所述頂部凹腔的徑深比為2～4：1。

11、進一步優(yōu)選地，所述吸氣唇罩外伸長度與頂部凹腔端面形成的凹腔結(jié)構(gòu)徑深比為2～4：1。

12、優(yōu)選地，多個環(huán)縫凹腔等間距分布于所述v形凹腔底面的外表面。

13、優(yōu)選地，述環(huán)縫凹腔的縫寬/深度比為2～4：1。

14、按照本發(fā)明的另一方面，提供了一種增程炮彈，包括上文所述的吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，還包括：錐形彈頭、第一圓柱彈身和第二圓柱彈身，所述錐形彈頭的一端設(shè)有所述第一圓柱彈身，所述第一圓柱彈身的一端設(shè)有所述第二圓柱彈身，所述第二圓柱彈身的一端設(shè)有所述吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)；

15、所述第一圓柱彈身的彈身直徑大于所述第二圓柱彈身的彈身直徑，以使所述第一圓柱彈身與第二圓柱彈身的連接處形成后臺階。

16、總體而言，通過本發(fā)明所構(gòu)思的以上技術(shù)方案與現(xiàn)有技術(shù)相比，能夠取得下列有益效果：本發(fā)明提供了一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)及具有該結(jié)構(gòu)的增程炮彈，在高速彈箭飛行器尾端布置一種吸氣唇罩，將高速彈箭飛行器壁面附近天然存在的高速氣流吸入吸氣唇罩與尾端v形凹腔底面構(gòu)成的截面積擴張環(huán)形流道，高速氣流減速擴壓，飛行器底部壓力得到一定程度的恢復(fù)，同時高速氣流與吸氣唇罩唇口處環(huán)形斜切唇口相互作用會產(chǎn)生斜激波，斜激波延伸線與尾端v形凹腔底面相交會進一步提高飛行器底部壓力，從而大幅降低彈箭飛行器的底阻損失，兼具傳統(tǒng)底凹減阻技術(shù)優(yōu)勢的同時，具有無活動部件、飛行包線適應(yīng)性強、底阻減阻穩(wěn)定性強等優(yōu)點。

技術(shù)特征：

1.一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，包括：v形凹腔底面(8)和吸氣唇罩(5)；所述v形凹腔底面(8)設(shè)置于所述吸氣唇罩(5)內(nèi)部，二者通過所述v形凹腔底面(8)外側(cè)延伸的支撐肋條(7)同軸固定；所述v形凹腔底面(8)的外表面與所述吸氣唇罩(5)的內(nèi)表面之間設(shè)有環(huán)縫從而形成環(huán)形流道；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述吸氣唇罩(5)的唇口為環(huán)形斜切唇口(4)，所述環(huán)形斜切唇口(4)的斜切角度為2°～10°。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述環(huán)形斜切唇口與所述v形凹腔底面(8)表面之間形成均勻間隙的環(huán)形吸氣進口。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述環(huán)形流道的截面面積沿氣體流向逐漸擴大，且所述環(huán)形流道沿氣體流向延伸至所述吸氣唇罩(5)尾部形成底凹腔(6)。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述v形凹腔底面(8)的半張角為15°～30°。

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述吸氣唇罩(5)的外形與氣體來流方向呈零攻角。

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述頂部凹腔(10)的徑深比為2～4：1。

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，多個環(huán)縫凹腔(9)等間距分布于所述v形凹腔底面(8)的外表面。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，其特征在于，所述環(huán)縫凹腔(9)的縫寬/深度比為2～4：1。

10.一種增程炮彈，其特征在于，包括如權(quán)利要1-9任一項所述的吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)，還包括：錐形彈頭(1)、第一圓柱彈身(2)和第二圓柱彈身(3)，所述錐形彈頭(1)的一端設(shè)有所述第一圓柱彈身(2)，所述第一圓柱彈身(2)的一端設(shè)有所述第二圓柱彈身(3)，所述第二圓柱彈身(3)的一端設(shè)有所述吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)；

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種吸氣式底凹腔減阻結(jié)構(gòu)及具有該結(jié)構(gòu)的增程炮彈，屬于炮彈、導(dǎo)彈等飛行器技術(shù)領(lǐng)域，包括：V形凹腔底面和吸氣唇罩；所述V形凹腔底面設(shè)置于所述吸氣唇罩內(nèi)部，二者通過所述V形凹腔底面外側(cè)延伸的支撐肋條同軸固定；所述V形凹腔底面的外表面與所述吸氣唇罩的內(nèi)表面之間設(shè)有環(huán)縫從而形成環(huán)形流道；所述V形凹腔底面包括多個環(huán)縫凹腔和頂部凹腔，多個環(huán)縫凹腔沿所述V形凹腔底面的外表面間隔設(shè)置，所述頂部凹腔設(shè)置于所述V形凹腔底面的一端。本發(fā)明通過斜激波增壓和空氣動力學(xué)減速擴壓原理將高速氣流動能轉(zhuǎn)化為壓力能，從而提高彈箭飛行器底部壓力，降低底阻的同時降低了彈箭飛行器低波阻外形氣動布局設(shè)計的要求。

技術(shù)研發(fā)人員：吳杰,趙家權(quán),姚世勇,徐聰,楊攀
受保護的技術(shù)使用者：華中科技大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/1/6