一种轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局设计方法
【专利摘要】本发明一种轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局设计方法，其特征是包括以下步骤：第一步，获取轴对称布局头部进气冲压发动机进气道最大工作攻角α1；第二步，获取轴对称飞行器巡航攻角为α2；第三步，如果α1＜α2，以飞行器中轴线上进气道出口处为原点，将进气道中轴线2向下偏转角度θ=α2-α1；光滑过渡连接进气道出口和燃烧室入口处机身截面4；反之则不需要偏转。本发明解决了轴对称飞行器与进气道对飞行攻角要求的矛盾。在一个攻角下同时获得高升阻比和较优的冲压发动机性能。
【专利说明】一种轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局设计方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种中轴线转折轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局方法，特别是涉及吸气式轴对称飞行器进气道中轴线与机身中轴线转折的气动布局方案。
【背景技术】
[0002]临近空间吸气式高超声速飞行器是当前航空航天领域的研究热点。在吸气式高超声速飞行器发展的70年中，人们尝试了各种吸气式发动机与高超声速飞行器机身组合的气动布局设计，包括飞机式布局、轴对称式布局、升力体式布局和乘波体式布局等。吸气式发动机与飞行器机身间的组合方式有机翼外挂式、头部进气式、颌下进气式、机身体侧进气式、机身腹部进气式和机身背部进气式等多种形式。
[0003]由于以超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器具有机体/发动机一体化的特征，高超声速飞行时飞行器遇到的波阻与摩阻较大，而吸气式发动机产生的推力相对较小。因此只有将发动机与机体耦合设计才能产生较大的正推力。即将飞行器前体作为进气道的一部分，将飞行器后体作为尾喷管的一部分，气流经过前体即进气道的压缩后，在燃烧室内与燃料混合发生化学反应，产生高温高压气体，经过尾喷管即飞行器后体膨胀做功产生推力。因此，吸气式高超声速飞行器一般不采用机翼或机身外挂式方案，即使采用进气道-机身组合方式，也通常为升力体或乘波体的一体化布局设计。
[0004]一般来说，轴对称构型高超声速飞行器虽然升阻比不易提高、但结构容积效率高，结构设计简单，加工、装配方便；飞行器质心、压心和推力线较易配置在飞行器中轴线上，气动特性线性度较好，减小了控制系统设计难度；而且易于配合固体助推器实现高超声速飞行。因此，在目前吸气式高超声速飞行器或导弹设计中，轴对称外形是一种可选布局方案，在工程型号研制中具有较好的应用前景。
[0005]轴对称式布局方案是一种可行的吸气式高超声速飞行器气动外形布局方案。例如美国在近年研制的HyFly高超声速巡航导弹飞行器方案中，采取了轴对称外形头部进气(头部周向轴对称布置多个进气道，形成轴对称外型轮廓)组合轴对称机身(中心布置圆截面燃烧室和喷管)的方式，实现了轴对称布局飞行器与冲压发动机的一体化设计。但头部进气轴对称布局飞行器在较小攻角下进气道性能较优，而该类飞行器在较大攻角下才具有较高升阻比，以满足临近空间高超声速巡航飞行要求。
【发明内容】
[0006]本发明提出了一种轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局方案，以解决上述轴对称飞行器与进气道对飞行攻角要求的矛盾。在一个攻角下同时获得高升阻比和较优的冲压发动机性能。
[0007]本发明根据升阻比、捕获流量系数随攻角变化趋势反向的特点，提出将进气道中轴线偏转一定的角度，可以在飞行器飞行攻角下，降低进气道有效攻角，获得较优的进气道性能，使超燃冲压发动机获得较大的推力。本发明为轴对称布局吸气式高超声速飞行器气动布局设计提供了一种性能优秀的选择方案。
【专利附图】
【附图说明】
[0008]图1利用本发明设计出的中轴线转折飞行器气动外形图
[0009]图2利用现有技术设计的中轴线不转折飞行器气动外形图
[0010]图3中轴线不转折飞行器升阻比和进气道流量系数随攻角变化曲线
[0011]图4中轴线转折飞行器升阻比和进气道流量系数随攻角变化曲线
【具体实施方式】
[0012]下面结合附图对本发明做进一步描述。
[0013]第一步，进行轴对称布局头部进气冲压发动机进气道设计，设计方法为本领域公知方法；通过计算或试验得到该进气道性能较优的最大工作攻角α1()攻角Ci1定义为飞行速度方向I与进气道中轴线2之间的夹角，如图1所示。
[0014]第二步，进行轴对称飞行器气动外形设计，确定设计点巡航攻角为α 2，设计方法为本领域公知方法。此时进气道中轴线2与飞行器机身(冲压发动机燃烧室、尾喷管)中轴线3共线，如图2所示；
[0015]巡航攻角α 2定义为飞行速度方向I与飞行器机身中轴线3之间的夹角，如图2所
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[0016]第三步，如果Ci1 < Ci2，则以飞行器中轴线上进气道出口处为原点，将进气道中轴线2向下偏转角度θ = α 2-a i，光滑过渡连接进气道出口和燃烧室入口处机身截面4，如图1所示。
[0017]反之则不需要偏转，如图2所示。
[0018]如上则可获得中轴线转折的轴对称吸气式高超声速飞行器外形。
[0019]图3为中轴线不转折飞行器升阻比和进气道流量系数随攻角变化曲线，其中横坐标为攻角，左侧纵坐标为升阻比，右侧纵坐标为流量系数，图中矩形点线代表升阻比，三角形点线代表流量系数。
[0020]图4为中轴线转折飞行器升阻比和进气道流量系数随攻角变化曲线，其中横坐标为攻角，左侧纵坐标为升阻比，右侧纵坐标为流量系数，图中矩形点线代表升阻比，三角形点线代表流量系数。
[0021]在巡航状态下，假设总体要求的升阻比指标为不小于2.4，进气道流量系数不小于
0.9。则当进气道中轴线与机身中轴线重合时，根据图3中的升阻比曲线可知对应的巡航攻角为5度，此时进气道的流量系数为0.82，不满足总体指标要求。当进气道中轴线与机身中轴线偏转2度时，根据图2中的升阻比曲线可知对应的巡航攻角为5.2度，此时进气道的流量系数为0.91，可以满足总体指标要求，可以获得较优的发动机性能。
[0022]综上所述，本发明提出的一种中轴线转折轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局方案，能够解决轴对称高超声速飞行器高升阻比所要求的大攻角与较优性能进气道所要的小攻角飞行的矛盾。
【权利要求】
1.一种轴对称吸气式高超声速飞行器气动布局设计方法，其特征是包括以下步骤: 第一步，获取轴对称布局头部进气冲压发动机进气道最大工作攻角CI1 ; 第二步，获取轴对称飞行器巡航攻角为α2; 第三步，如果Q1 < Ci2，以飞行器中轴线上进气道出口处为原点，将进气道中轴线2向下偏转角度Q=O2-Ci1 ;光滑过渡连接进气道出口和燃烧室入口处机身截面4; 反之则不需要偏转。
【文档编号】B64D33/00GK103538727SQ201310460889
【公开日】2014年1月29日 申请日期:2013年9月30日 优先权日:2013年9月30日
【发明者】金亮, 柳军, 王中伟, 李洁, 夏智勋, 罗世彬, 罗文彩, 刘珍, 颜力, 刘冰, 王德全, 曾庆华, 郭振云, 黄伟, 李大鹏 申请人:中国人民解放军国防科学技术大学