[發(fā)明專利]基于高速流動能及激波增壓的飛行器用氣源裝置

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410325514.4
• 申請日: 2014-07-09
• 公開（公告）號: CN104210649A
• 公開（公告）日: 2014-12-17
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 羅振兵;夏智勛;張宇;王林
• 申請（專利權(quán)）人: 中國人民解放軍國防科學(xué)技術(shù)大學(xué)
• 主分類號: B64C15/00
• 分類號: B64C15/00
• 代理公司: 湖南兆弘專利事務(wù)所 43008
• 代理人: 趙洪;譚武藝

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及飛行器領(lǐng)域，具體涉及一種基于高速流動能及激波增壓的飛行器用氣源裝置。

背景技術(shù)

氣動力學(xué)控制是高速飛行器的主要挑戰(zhàn)之一，DARPA的高超聲速飛行器HTV-2首次試驗飛行九分鐘后就因飛行器控制系統(tǒng)無法修正偏航而墜落；第二次飛行試驗增加質(zhì)量修正的移動部件，但最終同樣因為飛行控制問題在飛行十二分鐘后墜落。

側(cè)向噴流直接力控制是高速飛行器的一種有效控制手段，具有機動能力強、控制效率高等特點。側(cè)向噴流直接力控制是通過向外高速噴射氣體所產(chǎn)生的反作用力控制飛行器的姿態(tài)或者軌跡。廣泛應(yīng)用于各類航天器，例如航天飛機的反作用控制系統(tǒng)可以為航天飛機的精確姿態(tài)控制和三個軸向移動提供連續(xù)推力。在航天飛機與外貯箱分離或者軌道運行(包括軌道變換、交會對接、有效載荷的釋放和回收等)以及脫離軌道再入大氣層的時候，都需要使用反作用控制系統(tǒng)來控制調(diào)整和穩(wěn)定飛行器的姿態(tài)。另外，如果主發(fā)動機工作期間因故障而迫使飛行器緊急飛回地面，也通過反作用控制系統(tǒng)來排泄它本身以及軌道機動系統(tǒng)貯存的推進劑以調(diào)整重心位置。側(cè)向噴流直接力控制一般需要自身攜帶高壓氣瓶用來儲存高壓氣體，為飛行器提供氣體能源。對于體積較小的各類導(dǎo)彈或容積率要求較高的高超聲速飛行器，高壓氣瓶較大的體積和重量制約了它的應(yīng)用和推廣。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明要解決的技術(shù)問題是：針對現(xiàn)有技術(shù)的上述問題，針對側(cè)向噴流直接力控制的供氣需求，提供一種無需自帶氣源、增壓效果好、能夠適應(yīng)高空稀薄大氣環(huán)境、能夠大大減輕飛行器質(zhì)量、應(yīng)用范圍廣、對減小鈍頭體頭部的氣動加熱量效果更加明顯的基于高速流動能及激波增壓的飛行器用氣源裝置。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案為：

一種基于高速流動能及激波增壓的飛行器用氣源裝置，包括迎風(fēng)凹腔、集氣罐和供氣調(diào)節(jié)組件，所述迎風(fēng)凹腔設(shè)于飛行器的鈍頭體上，所述迎風(fēng)凹腔、集氣罐、供氣調(diào)節(jié)組件三者之間依次通過輸氣管路連通。

優(yōu)選地，所述迎風(fēng)凹腔、集氣罐之間的輸氣管路上設(shè)有用于放置集氣罐中的高壓氣體逆向流出的單向閥。

優(yōu)選地，所述迎風(fēng)凹腔的唇部為尖形或圓形。

本發(fā)明基于高速流動能及激波增壓的飛行器用氣源裝置具有下述優(yōu)點：

1、本發(fā)明包括迎風(fēng)凹腔、集氣罐和供氣調(diào)節(jié)組件，迎風(fēng)凹腔設(shè)于飛行器的鈍頭體上，迎風(fēng)凹腔、集氣罐、供氣調(diào)節(jié)組件三者之間依次通過輸氣管路連通，本發(fā)明充分利用迎風(fēng)凹腔收集外部高速來流氣體，在集氣罐內(nèi)將高速來流的動能轉(zhuǎn)化為集氣罐內(nèi)氣體的勢能(壓能)，并在供氣調(diào)節(jié)組件的控制下為飛行器上的氣動力裝置穩(wěn)定供氣增壓，能夠解決側(cè)向噴流直接力控制的氣源問題。

2、本發(fā)明的迎風(fēng)凹腔設(shè)于飛行器的鈍頭體上，無需自帶氣源，充分利用飛行器基于高速流的動能/激波增壓原理，隨飛行器飛行的馬赫數(shù)增加自動轉(zhuǎn)換增壓方式實現(xiàn)最佳增壓效果，激波增壓效果明顯優(yōu)于動能增壓，且飛行馬赫數(shù)越大增壓效果越好，能夠有效適應(yīng)高空稀薄大氣環(huán)境，為飛行器的氣動力裝置提供穩(wěn)定的高壓氣體，并且大大減輕飛行器質(zhì)量。

3、本發(fā)明的迎風(fēng)凹腔設(shè)于飛行器的鈍頭體上，迎風(fēng)凹腔可以根據(jù)需要制成不同深徑比的組合，其中深徑比越大，對氣動加熱量的降低效果越好；凹腔直徑越大，沖壓集氣量越大，具有應(yīng)用范圍廣的優(yōu)點。

4、本發(fā)明的迎風(fēng)凹腔設(shè)于飛行器的鈍頭體上，針對高超聲速飛行器頭部鈍頭體的氣動熱問題，連通集氣罐的迎風(fēng)凹腔能夠有效減小飛行器鈍頭體的頭部熱區(qū)面積，較普通凹腔對減小鈍頭體頭部的氣動加熱量效果更加明顯。

附圖說明

圖1為本發(fā)明實施例的結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為本發(fā)明實施例集氣罐內(nèi)氣體壓強與來流壓強之比隨來流馬赫數(shù)變化曲線示意圖。

圖3為本發(fā)明實施例在飛行器位于10公里高空以速度M_a為0.6飛行時的壓力云圖。

圖4為本發(fā)明實施例在飛行器位于10公里高空以速度M_a為0.8飛行時的壓力云圖。

圖5為本發(fā)明實施例在飛行器位于10公里高空以速度M_a為1飛行時的壓力云圖。

圖6為本發(fā)明實施例在飛行器位于10公里高空以速度M_a為2飛行時的壓力云圖。

圖例說明：1、迎風(fēng)凹腔；2、集氣罐；3、供氣調(diào)節(jié)組件；4、單向閥。

具體實施方式