橫向壓力梯度可控的乘波前體與進氣道一體化裝置制造方法
【專利摘要】橫向壓力梯度可控的乘波前體與進氣道一體化裝置，涉及臨近空間高超聲速飛行器。設(shè)有二元進氣道壓縮型面、二元進氣道內(nèi)壓縮部分與乘波前體壓縮型面；所述二元進氣道壓縮型面為矩形弧面，二元進氣道內(nèi)壓縮部分由橫截面為矩形的流道構(gòu)成，矩形側(cè)壁為斜邊切口，該斜邊按照反射激波角切除，乘波前體壓縮型面為兩邊向上抬起，投影形狀趨于三角形的曲面；所述二元進氣道壓縮型面與乘波前體壓縮型面相接，二元進氣道壓縮型面與乘波前體壓縮型面呈一體化設(shè)計，二元進氣道內(nèi)壓縮部分為矩形等值向后拉伸的管道，二元進氣道內(nèi)壓縮部分下表面與二元進氣道壓縮型面末端相連接，二元進氣道內(nèi)壓縮部分上表面向前延伸至設(shè)計狀態(tài)下入射激波反射點位置。
【專利說明】橫向壓力梯度可控的乘波前體與進氣道一體化裝置
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本實用新型涉及臨近空間高超聲速飛行器，尤其是涉及一種橫向壓力梯度可控的乘波前體與進氣道一體化裝置。
【背景技術(shù)】
[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(shù)的焦點之一，而臨近空間高超聲速遠程機動飛行器的研究又因其重要的戰(zhàn)略意義成為臨近空間飛行器發(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([I] Joseph, Μ.H, James S.M.Richard C.Μ., The X-51A ScramjetEngine Flight Demonstrat1n Program, 15th AIAA Internat1nal Space Planes andHypersonic Systems and Technologies Conference, 2008)。自上世紀 60 年代以來的大量石開究([2]Heiser, W.H.and Pratt, D.T., Hypersonic AirbreathingPropuls1n.AIAAInc.，Washington D.C.，USA, 1994)充分說明，飛機器與推進系統(tǒng)的一體化設(shè)計是實現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，而機體/推進系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進氣道的一體化。近半個世紀來，縱多學者在飛行器外形設(shè)計和高超聲速進氣道研究方面開展了細致的研究工作，從目前的研究熱點和趨勢看，乘波體飛行器設(shè)計和二維進氣道研究成為兩個領(lǐng)域內(nèi)的重要技術(shù)。
[0003]進氣道是高超聲速飛行器推進系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器的前部，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。從技術(shù)角度分析，高超聲速進氣道的設(shè)計要求主要有以下幾點:①設(shè)計狀態(tài)流量捕獲能力強，為推進系統(tǒng)提供盡可能多的流量；②在壓縮氣流至所需壓比的同時，應做到效率(出口總壓)高和出口氣流畸變??；③設(shè)計方案應在結(jié)構(gòu)上對飛行器總體性能有利:長度盡量短、幾何形狀固定都有利于減輕重量、提高性能；④外流阻力小，這就要求進氣道溢流小，且進氣道迎風面積與捕獲面積之比盡量??；⑤應有盡量寬的工作馬赫數(shù)范圍
[0004]雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進氣道研究領(lǐng)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，科研人員尚未找到有效的方法，將乘波前體與二維進氣道部件一體化，使二者的結(jié)合實現(xiàn)捕獲流量的最大化。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005]本實用新型的目的在于提供可有效提高進氣道流量捕獲特性的一種橫向壓力梯度可控的乘波前體與進氣道一體化裝置。
[0006]本實用新型設(shè)有二元進氣道壓縮型面、二元進氣道內(nèi)壓縮部分與乘波前體壓縮型面；
[0007]所述二元進氣道壓縮型面為矩形弧面，二元進氣道內(nèi)壓縮部分由橫截面為矩形的流道構(gòu)成，矩形側(cè)壁為斜邊切口，該斜邊按照反射激波角切除，乘波前體壓縮型面為兩邊向上抬起，投影形狀趨于三角形的曲面；所述二元進氣道壓縮型面與乘波前體壓縮型面相接，二元進氣道壓縮型面與乘波前體壓縮型面呈一體化設(shè)計，二元進氣道內(nèi)壓縮部分為矩形等值向后拉伸的管道，二元進氣道內(nèi)壓縮部分下表面與二元進氣道壓縮型面末端相連接，二元進氣道內(nèi)壓縮部分上表面向前延伸至設(shè)計狀態(tài)下入射激波反射點位置。
[0008]本實用新型考慮裝置的橫側(cè)向壓力梯度，可指定由中間向兩側(cè)壓力逐漸升高的梯度，從而獲得高的流量捕獲特性。
[0009]本實用新型的優(yōu)點:同時兼顧了乘波前體與二元進氣道的性能，可以保證裝置具有較高的升阻力特性。而考慮其橫側(cè)向壓力梯度后可以保證二元進氣道實現(xiàn)全流量捕獲來流，增大發(fā)動機推力的同時減小外流阻力。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0010]圖1是本實用新型實施例的總體結(jié)構(gòu)示意圖；
[0011]圖2是本實用新型實施例的俯視示意圖；
[0012]圖3是本實用新型實施例的正視示意圖；
[0013]圖4是本實用新型實施例的左視示意圖。
[0014]圖中各標記為:I表示二元進氣道壓縮型面、2表示乘波前體壓縮型面、3表示二元進氣道內(nèi)壓縮部分、3-1表示二元進氣道內(nèi)壓縮部分上表面、3-2表示二元進氣道內(nèi)壓縮部分下表面、3-3表示二元進氣道唇口型線、3-4表示側(cè)壁切口。
【具體實施方式】
[0015]參見圖1?4，本實用新型實施例包括二元進氣道壓縮型面1、二元進氣道內(nèi)壓縮部分3與乘波前體壓縮型面2。其中二元進氣道壓縮型面I為矩形弧面，二元進氣道內(nèi)壓縮部分3由橫截面為矩形的通道構(gòu)成，存在側(cè)壁切口 3-4，該側(cè)壁切口 3-4按照反射激波角切除，乘波前體壓縮型面2為兩邊向上抬起，投影形狀趨于三角形的曲面。
[0016]二元進氣道壓縮型面I與乘波前體壓縮型面2相連接，并采用一體化設(shè)計，二元進氣道內(nèi)壓縮部分3為矩形等值向后拉伸的通道，其中二元進氣道內(nèi)壓縮部分下表面3-2與二元進氣道壓縮型面I末端相連接，二元進氣道內(nèi)壓縮部分上表面3-1向前延伸至二元進氣道唇口型線3-3。二元進氣道內(nèi)壓縮部分上表面3-1與二元進氣道內(nèi)壓縮部分下表面3-2之間存在側(cè)壁切口 3-4，側(cè)壁切口 3-4角度由反射激波角確定。
[0017]運用本實用新型在保持乘波前體與二元進氣道一體化裝置整體形狀的同時，實現(xiàn)了橫側(cè)向壓力梯度由中間向兩側(cè)的參數(shù)化設(shè)計，能夠提高進氣道流量捕獲系數(shù)，從而提高推進系統(tǒng)的總體性能。
【權(quán)利要求】
1.橫向壓力梯度可控的乘波前體與進氣道一體化裝置，其特征在于設(shè)有二元進氣道壓縮型面、二元進氣道內(nèi)壓縮部分與乘波前體壓縮型面； 所述二元進氣道壓縮型面為矩形弧面，二元進氣道內(nèi)壓縮部分由橫截面為矩形的流道構(gòu)成，矩形側(cè)壁為斜邊切口，該斜邊按照反射激波角切除，乘波前體壓縮型面為兩邊向上抬起，投影形狀趨于三角形的曲面；所述二元進氣道壓縮型面與乘波前體壓縮型面相接，二元進氣道壓縮型面與乘波前體壓縮型面呈一體化設(shè)計，二元進氣道內(nèi)壓縮部分為矩形等值向后拉伸的管道，二元進氣道內(nèi)壓縮部分下表面與二元進氣道壓縮型面末端相連接，二元進氣道內(nèi)壓縮部分上表面向前延伸至設(shè)計狀態(tài)下入射激波反射點位置。
【文檔編號】F02C7/04GK203819494SQ201420266337
【公開日】2014年9月10日 申請日期:2014年5月23日 優(yōu)先權(quán)日:2014年5月23日
【發(fā)明者】尤延鋮, 李怡慶, 韓偉強 申請人:廈門大學