[發明專利]一種基于火箭增程的新型高速飛行器的控制方法

有效

• 申請號: 202110660511.6
• 申請日: 2021-06-15
• 公開（公告）號: CN113443119B
• 公開（公告）日: 2022-07-29
• 發明（設計）人: 李廣利;崔凱;田中偉
• 申請（專利權）人: 中國科學院力學研究所
• 主分類號: B64C1/38
• 分類號: B64C1/38;B64C5/10;B64D27/20;F02K9/97
• 代理公司: 北京和信華成知識產權代理事務所(普通合伙) 11390
• 代理人: 胡劍輝

本發明實施例公開了一種基于火箭增程的新型高速飛行器及其控制方法，新型高速飛行器包括機體，與機體連接且位于機體上方的捕獲翼，以及位于機體尾部的火箭發動機；其中，火箭發動機的尾部設置有噴管；捕獲翼包括固定部和設置于固定部上且向外延展的可調節部，可調節部中至少朝向機體的一側的面的弧度可調節。本發明通過對捕獲翼的結構設置，基于可調節部的弧面的可調節，實現捕獲翼相對于機體的弧面調整，在加速等過程中，能夠更好地通過相對面的調整降低強激波阻力，并且，能夠在飛行過程中，通過弧面的調整，使飛行翼端部向內的渦流進一步引導，并至少部分轉化為捕獲翼的捕獲氣流，協同捕獲翼進一步提高整體的升阻比。

技術領域

本發明實施例涉及高速飛行器結構技術領域，具體涉及一種基于火箭增程的新型高速飛行器及其控制方法。

背景技術

高速飛行器主要指各類超音速或高超音速飛行器。通常把馬赫數M為1.2～5.0的飛行稱為超音速飛行；馬赫數M大于5.0的飛行稱為高超音速飛行。新型高速飛行器構型設計是目前飛行器研制的熱點問題，尤其是帶動力的高升阻比構型設計。

現有技術中，通過在飛行器上方布置捕獲翼，可以有效提升升阻比，然而，由于捕獲翼本身形狀相對固定，且主要是捕獲飛行器來流方向的氣體，因此，在實際使用中，其還是具有一定的局限性。

同時，在飛行器飛行翼的端部，會產生渦流，在發動機啟動過程中，由于受到氣流影響，會進一步增加渦流效應，產生強激波阻力。而對于高速飛行器而言，捕獲翼的尾部附近為低壓區，不僅不能產生升力，還會由于自身的濕潤面積帶來一定的摩擦阻力，因此，其氣動性能本身就相對不高，再基于強激波阻力的存在，更是會導致壓差阻力急劇增加，導致升阻比性能下降，并且在加速等過程中這種現象尤為明顯。

發明內容

為此，本發明實施例提供一種基于火箭增程的新型高速飛行器及其控制方法，通過對捕獲翼的結構設置，基于可調節部的弧面的可調節，實現捕獲翼相對于機體的弧面調整，在加速等過程中，能夠更好地通過相對面的調整降低強激波阻力，并且，能夠在飛行過程中，通過弧面的調整，使飛行翼端部向內的渦流進一步引導，并至少部分轉化為捕獲翼的捕獲氣流，協同捕獲翼進一步提高整體的升阻比。

為了實現上述目的，本發明的實施方式提供如下技術方案：

在本發明實施例的一個方面，提供了一種基于火箭增程的新型高速飛行器，包括機體，與所述機體連接且位于所述機體上方的捕獲翼，以及位于所述機體尾部的火箭發動機；其中，

所述火箭發動機的尾部設置有噴管；

所述捕獲翼包括固定部和設置于所述固定部上且向外延展的可調節部，所述可調節部中至少朝向所述機體的一側的面的弧度可調節。

作為本發明的一種優選方案，所述捕獲翼沿所述機體的中軸線方向對稱布置，且所述捕獲翼沿所述機體的延伸方向自前向后包括順次設置的后掠部和延伸部，所述后掠部的外緣自前向后向外延展，所述延伸部的外緣與所述機體的中軸線平行設置。

作為本發明的一種優選方案，所述延伸部的尾部形成為對稱的燕尾形結構，所述燕尾形結構自中心向外側延伸形成的夾角為大于45°，且小于90°。

作為本發明的一種優選方案，所述可調節部包括自所述固定部向外延伸的蒙皮，貼合于所述蒙皮下表面上的撐桿，以及一端連接于所述固定部上，另一端延伸至所述撐桿中遠離所述固定部一端的長度可調節的伸縮桿。

作為本發明的一種優選方案，每根所述撐桿與連接于所述撐桿上的伸縮桿形成為一組延展組件，每組所述延展組件連接形成的面斜向后延伸，且與所述機體的中軸線形成有30°-60°的夾角；

多組所述延展組件自前向后間隔設置有多組。

作為本發明的一種優選方案，所述火箭發動機上的噴管的軸線方向與所述機體的軸線方向形成有夾角，且所述噴管的噴口朝向背離所述機體中軸線的一側延伸。