[實用新型]一種基于曲錐前體的高超聲速鼓包進氣道

有效

• 申請號: 202022495250.0
• 申請日: 2020-11-02
• 公開（公告）號: CN213419233U
• 公開（公告）日: 2021-06-11
• 發明（設計）人: 尤延鋮;鄭曉剛;朱呈祥
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙) 35200
• 代理人: 張素斌

一種基于曲錐前體的高超聲速鼓包進氣道，涉及臨近空間高超音速飛行器技術領域，包括指定激波形狀的曲錐前體壓縮型面、基于曲錐前體一體化設計的鼓包與進氣道唇罩；所述鼓包設有鼓包壓縮型面和鼓包壓縮型面前緣型線；所述進氣道唇罩設有進氣道唇口；所述鼓包與進氣道唇罩于鼓包壓縮型面邊緣處相連接；所述進氣道唇口與鼓包壓縮型面之間設有進氣道橫向溢流口，所述進氣道橫向溢流口的形狀依據進氣道反射激波確定，所述進氣道唇口的形狀與鼓包所產生的三維激波曲面在設計截面內相結合。

技術領域

本實用新型涉及臨近空間高超音速飛行器技術領域，尤其涉及一種基于曲錐前體的高超聲速鼓包進氣道。

背景技術

臨近空間飛行器的發展已經為目前國際上競相爭奪空間技術的焦點之一。自20世紀60年代以來的大量研究充分表明，推進系統與機體的一體化設計是實現高超聲速飛行器的關鍵，而推進系統與機體一體化的核心之一便是飛行器前體和進氣道的一體化設計。高超聲速進氣道按照幾何外形特征可主要分為二元進氣道，軸對稱外轉折進氣道、側壓式進氣道以及三維內轉進氣道等幾大類；而高超聲速飛行器的前體可分為翼身融合體、旋成體、升力體及乘波體等。

在高超聲速飛行器前體研究中，曲錐前體構型因其結構簡單，容積率大且迎角特性大等優點在高超聲速飛行器機體和導彈布局中受到格外重視]。國內外學者對曲錐構型的飛行器進行了大量的研究。然而，目前多數研究主要著眼于曲錐機體上的進氣道設計，在曲錐前體與進氣道型面的一體化設計方法方面仍鮮有報道。

與此同時，在當前的吸氣時高超聲速飛行器設計中，進氣道不僅要保證一定的來流品質還需要滿足飛行器更為寬廣的飛行馬赫數要求，這使得進氣道在低馬赫數時的起動變得異常困難，將嚴重影響到整個發動機的正常工作。造成高超聲速進氣道低馬赫數起動困難的主要原因是，進氣道面臨這吸入前體機身所造成的極厚附面層的來流條件。此外，飛行器的壓縮面，唇口以及側面產生的附面層也較厚。厚邊界層在唇口激波的誘導下，極易分離，嚴重惡化進氣道的流場品質，在低馬赫數或者高反壓的情況下，便會導致進氣道流場發生不起動現象。

通過排移來流附面層改善高超聲速進氣道的低速起動特性是目前研究高超聲速進氣道不起動問題的重要方向之一。從目前公開的文獻來看，采用附面層抽吸裝置排移來流厚附面層是最為主流的方式。附面層抽吸裝置雖然能有效的改善高超聲速進氣道的低速起動特性，但其復雜的機構會極大增加高速飛行器的重量以及控制的難度。因此，在曲錐前體條件下，發展一種有效的附面層排移方法取代傳統附面層抽吸裝置具有極大的應用價值。

發明內容

本實用新型的目的在于解決現有技術中的上述問題，提供一種基于曲錐前體的高超聲速鼓包進氣道，既能同曲錐前體一體化設計，又能實現排移來流低能附面層的效果，提高進氣道的綜合性能，為高超聲速進氣道以及飛發一體化設計提供新思路。

為達到上述目的，本實用新型采用如下技術方案：

一種基于曲錐前體的高超聲速鼓包進氣道，包括指定激波形狀的曲錐前體壓縮型面、基于曲錐前體一體化設計的鼓包與進氣道唇罩；所述鼓包設有鼓包壓縮型面和鼓包壓縮型面前緣型線；所述進氣道唇罩設有進氣道唇口；所述鼓包與進氣道唇罩于鼓包壓縮型面邊緣處相連接；所述進氣道唇口與鼓包壓縮型面之間設有進氣道橫向溢流口，所述進氣道橫向溢流口的形狀依據進氣道反射激波確定，所述進氣道唇口的形狀與鼓包所產生的三維激波曲面在設計截面內相結合。

所述曲錐前體壓縮型面呈類橢圓曲錐形狀設置。

所述鼓包壓縮型面前緣型線為類圓弧，鼓包壓縮型面中間部位有一個較大的凸包，鼓包壓縮型面的兩側接近于鼓包壓縮型面前緣型線相切，較為平緩。

所述進氣道唇口的中間段為曲率較大的類圓弧，進氣道唇口的兩側為直線型側板。

相對于現有技術，本實用新型技術方案取得的有益效果是：