[发明专利]一种超燃冲压发动机外整流罩及其设计方法

说明书

技术领域

本发明涉及以超燃冲压发动机为动力系统的高超声速飞行器构型设计的一项技术，特别涉及追求飞行器气动性能的机体/发动机一体化构型设计。 

背景技术

高超声速飞行器是指以5马赫或更高速度在大气层和跨大气层中飞行的飞行器。当飞行器以高超声速飞行时，波阻和摩阻急剧增加，导致气动阻力的增大和发动机推力裕度的减小，产生严重的推阻匹配问题。为减阻增升，确保飞行器的整体工作性能，一般对机体和发动机进行高度的一体化设计，即机身前体与发动机进气道融为一体、机身后体与发动机尾喷管融为一体。 

随着世界各国对高超声速飞行器相关研究的重视，以美国为首的发达国家自上个世纪八十年代以来，在NASP、HyFly、Hyper-X等计划的支持下，相继开展了一系列一体化构型设计研究。研究的主要思路有两条，一条为以未来的空间飞机或入轨工具为目标，机体较长，一般为数十米，如Strohmeyer等提出的二级入轨工具构型(见Strohmeyer D.Eggers T.and Haupt M.Waverider Aerodynamics and Preliminary Design for Two-Stage-to-Orbit Missions，Part 1.Journal of Spacecraft and Rockets.1998.35(4)：450-458和Strohmeyer D.Eggers T.and Haupt M.Waverider Aerodynamics and Prel iminary Design for Two-Stage-to-Orbit Missions，Part 2.Journal of Spacecraft and Rocket s.1998.35(4)：459-466)、Brien和Lewis提出的以火箭组合循环发动机为动力的全速域高超声速飞机(参见Timothy F.O’Brien.and M J Lewis，Rocket-Based Combined-Cycle Engine Integration on an Osculating Cone Waverider Vehicle.Journal of Aircraft.2001.38(6)：1117-1123)、以及Lobbia和Suzuki提出的高速运载工具(HST)构型方案(Lobbia M.Suzuki K.NumericalInvestigation of Waverider-Derived Hypersonic TransportConfigurations.AIAA 2003-3804)等。另一条以近期演示验证飞行器或高超声速导弹为目标，尺寸相应较小，如已进行飞行演示试验的美国X-43A飞行器(参见Voland R T.Huebner L D.and McClinton CR.X-43A Hypersonic vehicle technology development. Astronautica.2006.59：181 191)，以及目前正在研发的X-51飞行器(参见Graham W，Hyper reality，Aviation Week & SpaceTechnology，2008：62-64)。 

对于高超声速飞行器而言，无论采用以上哪一条思路，保证飞行器良好的气动性能都是必需的前提，其中最重要的指标就是保证飞行器具有较高的升阻比(即升力系数和阻力系数的比值)。同时从满足飞行器推力和阻力匹配的角度出发，也需尽量减小飞行器的阻力系数。目前一般的做法为采用乘波体做为飞行器的前体，使得激波后的高压区完全包裹于飞行器的下部，上下表面没有流动泄露，利用乘波体良好的气动性能提高飞行器的升阻比，在现有的设计方案中，飞行器的前体和机翼都已大量采用乘波体。但发动机外整流罩部分则一般采用常规的平板方案，影响飞行器的升阻比，并不利于飞行器升阻比的提高。 

发明内容

针对现有技术存在的问题，本发明的目的在于提出一种使整个飞行器能够尽可能保证乘波性能，在飞行器阻力基本不增加的前提下，进一步提高飞行器的升阻比的发动机外整流罩及其设计方法。 

为实现上述目的，本发明超燃冲压发动机外整流罩，包括侧板和底板，所述底板上相对设置有两侧板，从所述底板的唇口上各点出发，在无粘流场中求解流线方程所得流线构成所述底板的下壁面，该下壁面为曲面。 

进一步，所述底板为四边形，并且该底板为向上凸起的弧形面。 

进一步，所述弧形面沿所述唇口至唇口相对边方向凸起。