高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置制造方法及图纸

高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波飞行器前体和内乘波进气道；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部、内乘波进气道隔离段和内乘波进气道横向溢流口；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波飞行器前体与内乘波进气道压缩型面连接过度处。在保持外乘波飞行器前体与内乘波进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的进气道方案，从而提高飞行器的总体性能。（*该技术在2023年保护过期，可自由使用*）

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置，涉及临近空间飞行器。设有外乘波飞行器前体和内乘波进气道；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部、内乘波进气道隔离段和内乘波进气道横向溢流口；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波飞行器前体与内乘波进气道压缩型面连接过度处。在保持外乘波飞行器前体与内乘波进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化，能够同时获得高升阻比的乘波体构型及全流量捕获的进气道方案，从而提高飞行器的总体性能。【专利说明】高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置
本技术涉及临近空间飞行器，尤其是涉及一种高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置。
技术介绍
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。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。自上世纪60年代以来的大量研究充分说明，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，而机体与推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。从目前的研究热点和趋势看，外乘波体飞行器设计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。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。经过长期的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括:二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，近两年来，国外研究人员还提出了一系列三维内收缩高超声速进气道设计思路和方案。如:美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道(O’Brien, T.F.and Colville, J.R., Analytical Computation of Leading EdgeTruncation Effects on InviscidBusemann Inlet Performance, 45th AIAA AerospaceSciences Meeting and Exhibit, 2007);美国 Astrox 公司的 P.K.Ajay 等提出的“Funnel”型进气道概念(Billig, F.S.and Kothari, A.P., Streamline Tracing:Technique forDesigning Hypersonic Vehicles, Journal of Propulsion and Power, Vol.16, N0.3,2000，pp.465-471);美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为捕圆形出 口(Smart, M.K.and Trexler, C.A., Mach4Performance of a Fixed-GeometryHypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAAAerospace Sciences Meeting&Exhibit, 2002)的思路等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实:设计状态下，该进气道可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。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，科研人员尚未得到高性能的高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体升与推与阻性能的最大化。由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家 Mark Lewis 在文献(Μ.Lewis, A Hypersonic Propulsion AirframeIntegration Overview, 39th AIAA 与 ASME 与 SAE 与ASEE Joint Propulsion Conferenceand Exhibit，2003)中指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比7?8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的关键问题是缺乏高效的飞行器与进气道一体化装置。
技术实现思路
本技术的目的旨在提供一种高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化装置。本技术设有外乘波飞行器前体和内乘波进气道；所述内乘波进气道设有内乘波进气道压缩型面、内乘波进气道唇口、内乘波进气道肩部、内乘波进气道隔离段和内乘波进气道横向溢流口 ；所述外乘波飞行器前体与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过度，内乘波进气道型面于内乘波进气道肩部处转平进入内乘波进气道隔离段，横向溢流口存在于外乘波飞行器前体与内乘波进气道压缩型面连接过度处。本技术的优点:高超声速飞行器与进气道内外乘波一体化同时兼顾了外乘波飞行器前体与内乘波进气道的性能。外乘波飞行器前体采用密切锥导乘波理论可以保证设计装置具有较高的升阻力特性。进气道为内乘波进气道可保证全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠曲率半径无穷远的平面楔导乘波体过渡段，实现内外乘波部分的自然过渡，保证了实现高升阻比的乘波装置不会因为与进气道装置的耦合而牺牲总体性能，从而在不降低升阻比的情况下出色地完成进气道的工作。【专利附图】【附图说明】图1是本技术实施例的总体结构示意图。图2是本技术实施例的乘波前体所乘三维波系示意图。图3是本技术实施例的半剖结构示意图。图4是本技术实施例的左视示意图。图5是本技术实施例的仰视示意图。图中的标记为:1表示高超声速外乘波飞行器前体与内乘波进气道前缘、2表示二元平面楔导乘波段、3表示内乘波进气道型面、4表示内乘波进气道唇口、5表示内乘波进气道隔离段、6表示内乘波进气道隔离段出口、7表示外乘波飞行器前体、8表示高超声速来流方向、9表示高超声速飞行器外乘波前体截面形状、10表示高超声速飞行器乘波前体所乘三维压缩波系、11表示内乘波进气道肩部型线、12表示内乘波进气道横向溢流口。【具体实施方式】如图1所示，本技术实施例包括外乘波飞行器前体7与内乘波进气道，其中内乘波进气道由内乘波进气道压缩型面3、内乘波进气道唇口 4、内乘波进气道肩部型线11、内乘波进气道隔离段5与内乘波进气道横向溢流口 12组成。外乘波飞行器前体7与内乘波进气道依靠二元平面楔导乘波段2连接过度，内乘波进气道型面3于内乘波进气道肩部型线11处本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：尤延铖，李怡庆，安平，潘成剑，陈荣钱，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：实用新型
国别省市：