一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型制造技术

本实用新型专利技术涉及一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型，该构型设有锥形飞行器前体，和周向布置的四个三维内转进气道以及进气道外部整流罩。本实用新型专利技术在保持锥形飞行器前体优点的同时，在周向四个位置布置三维内收缩进气道，从而为飞行器前体与三维内转进气道的设计引入新思路。

【技术实现步骤摘要】
一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型
本技术涉及前体与进气道一体化构型
，具体涉及一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型。
技术介绍
吸气式推进因能够为高超声速飞行提供高的比冲，长期以来，被认为是在高超声速飞行器设计与研制的首选推进系统。大量研究证明实现近空间飞行的关键在于飞行器机体与推进系统的一体化设计，其中最为关键也是最困难的问题则是飞行器前体与进气道的一体化设计。国际上，FrederickFerguson等基于楔导乘波理论完成了飞行器机体与二维进气道的一体化设计，该方法是通过分析平面流动条件下的楔导乘波体与进气道耦合问题而开展的。此外基于吻切锥导乘波理论，NaruhisaTakashima等提出了实现外流吻切乘波体与内流二维进气道良好耦合的一体化设计。在国内，尤延铖等深入研究了乘波理论并将其运用于内收缩流动，提出同时适用飞行器机体与三维内收缩进气道的双乘波理论方法，解决了高超声速外流与内流的一体化问题。可以看出，目前的高超声速飞行器一体化方案大多着眼于乘波前体与进气道的匹配问题。然而，乘波体飞行器虽然具有较好的设计点性能，但其缺点也很明显，主要表现在容积率、攻角特性以及非设计点工作性能等方面。而锥形飞行器因其结构简单、容积率大且攻角特性好等优点在飞行器与导弹的气动设计中受到格外重视。许多学者对曲锥构型飞行器进行了研究。1979年Frank就提出了采了曲锥弹体头部下方进气的颌下进气道布局形式，并命名为ASLAM，该方案中的进气道本质上是轴对称进气道的一部分，故而存在压缩效率相比于三维内收缩进气道交差的现象。因为具有压缩效率高、流量捕获特性好等优点，近年来三维内收缩进气道在进气系统的设计中得到了广泛关注，洛克希德·马丁公司发布的美国“高超声速打击武器(HSSW)”考虑到锥形飞行器与三维内收缩进气道的优点，也将采用锥形外压缩前体加腹部三维内转进气的气动布局形式。因此，发展一种能够同时发挥锥形飞行器与三维内收缩进气道优良性能的前体/进气道一体化设计方法是亟需解决的关键问题。由于锥形飞行器为圆锥或曲锥构型，因此该飞行器必然具有轴对称性质，因此本专利采用周向四进气道的布局形式，提出一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型。
技术实现思路
本技术所要解决的问题是：提供一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型，在保持锥形飞行器前体优点的同时，在周向四个位置布置三维内收缩进气道，从而为飞行器前体与三维内转进气道的设计引入新思路。本技术为解决上述问题所提供的技术方案为：一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型，该构型设有锥形飞行器前体，和周向布置的四个三维内转进气道以及进气道外部整流罩。所述锥形飞行器前体为圆锥构型，圆锥母线为三次曲线，系数根据4个参数确定分别是起点与终点的坐标和斜率；所述周向布置的四个三维内转进气道分别布置于锥形飞行器前体的四个周向截面，截面角度分别为0°、90°、180°、270°，三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道进口、三维内转进气道肩部型线、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道隔离段出口，其中三维内转进气道进口为平面形状为腰形的三维曲线，三维内转进气道压缩型面采用流线追踪法在指定内收缩基本流场中生成，具有面积连续减小的内收缩构型，三维内转进气道肩部型线为三维内转进气道压缩型面的截止曲线，三维内转进气道隔离段根据三维内转进气道肩部型线等直向后拉伸获得，三维内转进气道隔离段出口即为三维内转进气道隔离段的截止曲线。进气道外部整流罩根据三维内转进气道进口等直向后拉伸获得。与现有技术相比，本技术的优点是：本技术提出的锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型为锥形飞行器与推进系统的一体化设计引入了新思路。根据该构型能够实现飞行器与多套推进系统的一体化设计，从而显著提高高超声速锥形飞行器的飞行能力。附图说明此处所说明的附图用来提供对本技术的进一步理解，构成本技术的一部分，本技术的示意性实施例及其说明用于解释本技术，并不构成对本技术的不当限定。图1是锥形飞行器前体周向四进气道一体化构型三维示意图。图2是进气道外部整流罩的锥形飞行器前体周向四进气道一体化构型三维示意图。图3是锥形飞行器前体周向四进气道一体化构型正视图。图中的标记为：1表示锥形飞行器前体、2表示三维内转进气道进口、3表示三维内转进气道压缩型面、4表示三维内转进气道肩部型线、5表示三维内转进气道隔离段、6表示三维内转进气道隔离段出口、7表示进气道外部整流罩。具体实施方式以下将配合附图及实施例来详细说明本技术的实施方式，借此对本技术如何应用技术手段来解决技术问题并达成技术功效的实现过程能充分理解并据以实施。本技术实施例一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型，包括锥形飞行器前体1，和周向布置的四个三维内转进气道以及进气道外部整流罩7。所述锥形飞行器前体1为圆锥构型，圆锥母线为三次曲线，系数根据4个参数确定分别是起点与终点的坐标和斜率；所述周向布置的四个三维内转进气道分别布置于锥形飞行器前体1的四个周向截面，截面角度分别为0°、90°、180°、270°，三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面3、三维内转进气道进口2、三维内转进气道肩部型线4、三维内转进气道隔离段5和三维内转进气道隔离段出口6，其中三维内转进气道进口2为平面形状为腰形的三维曲线，三维内转进气道压缩型面3采用流线追踪法在指定内收缩基本流场中生成，具有面积连续减小的内收缩构型，三维内转进气道肩部型线4为三维内转进气道压缩型面3的截止曲线，三维内转进气道隔离段5根据三维内转进气道肩部型线4等直向后拉伸获得，三维内转进气道隔离段出口6即为三维内转进气道隔离段5的截止曲线。进气道外部整流罩7根据三维内转进气道进口2等直向后拉伸获得。本锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化装置在保持锥形飞行器前体与三维内收缩进气道优点的同时，在锥形飞行器前体周向四个位置布置三维内收缩进气道的，为飞行器前体与三维内转进气道的设计引入新思路。本技术的有益效果是：锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型可以为锥形飞行器与推进系统的一体化设计引入新的设计思路。能够实现飞行器与多套推进系统的一体化设计，从而显著提高高超声速锥形飞行器的飞行能力。以上所述仅为本技术较佳的实施例，并非因此限制本技术的实施方式及保护范围，对于本领域技术人员而言，应当能够意识到凡运用本技术说明书及图示内容所作出的等同替换和显而易见的变化所得到的方案，均应当包含在本技术的保护范围内。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型，其特征在于，该构型设有锥形飞行器前体，和周向布置的四个三维内转进气道以及进气道外部整流罩；所述锥形飞行器前体为圆锥构型，圆锥母线为三次曲线，系数根据4个参数确定分别是起点与终点的坐标和斜率；所述周向布置的四个三维内转进气道分别布置于锥形飞行器前体的四个周向截面，截面角度分别为0°、90°、180°、270°，三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道进口、三维内转进气道肩部型线、三维内转进气道隔离段和三维内转进气道隔离段出口，其中三维内转进气道进口为平面形状为腰形的三维曲线，三维内转进气道压缩型面采用流线追踪法在指定内收缩基本流场中生成，具有面积连续减小的内收缩构型，三维内转进气道肩部型线为三维内转进气道压缩型面的截止曲线，三维内转进气道隔离段根据三维内转进气道肩部型线等直向后拉伸获得，三维内转进气道隔离段出口即为三维内转进气道隔离段的截止曲线；进气道外部整流罩根据三维内转进气道进口等直向后拉伸获得。/n

【技术特征摘要】
1.一种锥形飞行器前体周向四进气道布局一体化构型，其特征在于，该构型设有锥形飞行器前体，和周向布置的四个三维内转进气道以及进气道外部整流罩；所述锥形飞行器前体为圆锥构型，圆锥母线为三次曲线，系数根据4个参数确定分别是起点与终点的坐标和斜率；所述周向布置的四个三维内转进气道分别布置于锥形飞行器前体的四个周向截面，截面角度分别为0°、90°、180°、270°，三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道进口、三维内转进气道肩...

【专利技术属性】
技术研发人员：许佳琪，李怡庆，韩美东，李光昱，
申请(专利权)人：南昌航空大学，
类型：新型
国别省市：江西;36