[实用新型]横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置

说明书

技术领域

本实用新型涉及临近空间高超声速飞行器，尤其是涉及一种横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置。

背景技术

临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一，而临近空间高超声速远程机动飞行器的研究又因其重要的战略意义成为临近空间飞行器发展的重中之重。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划([1]Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program,15th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008)。自上世纪60年代以来的大量研究([2]Heiser,W.H.and Pratt,D.T.,Hypersonic AirbreathingPropulsion.AIAA Inc.,Washington D.C.,USA,1994)充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体/推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。近半个世纪来，纵多学者在飞行器外形设计和高超声速进气道研究方面开展了细致的研究工作，从目前的研究热点和趋势看，乘波体飞行器设计和二维进气道研究成为两个领域内的重要技术。

进气道是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器的前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态流量捕获能力强，为推进系统提供尽可能多的流量；②在压缩气流至所需压比的同时，应做到效率(出口总压)高和出口气流畸变小；③设计方案应在结构上对飞行器总体性能有利：长度尽量短、几何形状固定都有利于减轻重量、提高性能；④外流阻力小，这就要求进气道溢流小，且进气道迎风面积与捕获面积之比尽量小；⑤应有尽量宽的工作马赫数范围

虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未找到有效的方法，将乘波前体与二维进气道部件一体化，使二者的结合实现捕获流量的最大化。

发明内容

本实用新型的目的在于提供可有效提高进气道流量捕获特性的一种横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置。

本实用新型设有二元进气道压缩型面、二元进气道内压缩部分与乘波前体压缩型面；

所述二元进气道压缩型面为矩形弧面，二元进气道内压缩部分由横截面为矩形的流道构成，矩形侧壁为斜边切口，该斜边按照反射激波角切除，乘波前体压缩型面为两边向上抬起，投影形状趋于三角形的曲面；所述二元进气道压缩型面与乘波前体压缩型面相接，二元进气道压缩型面与乘波前体压缩型面呈一体化设计，二元进气道内压缩部分为矩形等值向后拉伸的管道，二元进气道内压缩部分下表面与二元进气道压缩型面末端相连接，二元进气道内压缩部分上表面向前延伸至设计状态下入射激波反射点位置。

本实用新型考虑装置的横侧向压力梯度，可指定由中间向两侧压力逐渐升高的梯度，从而获得高的流量捕获特性。

本实用新型的优点：同时兼顾了乘波前体与二元进气道的性能，可以保证装置具有较高的升阻力特性。而考虑其横侧向压力梯度后可以保证二元进气道实现全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力。

附图说明

图1是本实用新型实施例的总体结构示意图；

图2是本实用新型实施例的俯视示意图；

图3是本实用新型实施例的正视示意图；

图4是本实用新型实施例的左视示意图。

图中各标记为：1表示二元进气道压缩型面、2表示乘波前体压缩型面、3表示二元进气道内压缩部分、3-1表示二元进气道内压缩部分上表面、3-2表示二元进气道内压缩部分下表面、3-3表示二元进气道唇口型线、3-4表示侧壁切口。

具体实施方式

参见图1～4，本实用新型实施例包括二元进气道压缩型面1、二元进气道内压缩部分3与乘波前体压缩型面2。其中二元进气道压缩型面1为矩形弧面，二元进气道内压缩部分3由横截面为矩形的通道构成，存在侧壁切口3-4，该侧壁切口3-4按照反射激波角切除，乘波前体压缩型面2为两边向上抬起，投影形状趋于三角形的曲面。