【技术实现步骤摘要】
横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置
本技术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。
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,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([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)。自上世纪 60 年代以来的大量石开究([2]Heiser, W.H.and Pratt, D.T., Hypersonic AirbreathingPropuls1n.AIAAInc.,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 ...
【技术保护点】
横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置,其特征在于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。
【技术特征摘要】
1.横向压力梯度可控的乘波前体与进气道一体化装置,其特征在于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...
【专利技术属性】
技术研发人员:尤延铖,李怡庆,韩伟强,
申请(专利权)人:厦门大学,
类型:新型
国别省市:福建;35
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