壁面压力可控的内外乘波一体化装置的制作方法

本实用新型涉及临近空间高超声速飞行器，尤其是涉及壁面压力可控的内外乘波一体化装置。

背景技术：

临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。以美国、俄罗斯为代表的世界强国都在大力推进各自的高超声速飞行研制计划(Joseph,M.H,James S.M.Richard C.M.,The X-51A Scramjet Engine Flight Demonstration Program,15^th AIAA International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference,2008)。自上世纪60年代以来的大量研究充分说明，飞机器与推进系统的一体化设计是实现高超声速飞行的关键，而机体与推进系统一体化的核心则是飞行器和进气道的一体化。从目前的研究热点和趋势看，外乘波体飞行器设计和三维内收缩进气道研究已经成为两个领域内公认的先进设计方法和领先技术。

进气道是高超声速飞行器推进系统中的主要部件。它位于飞行器前部，直接与高超声速飞行器前体相连接，起着压缩来流，为下游提供尽可能多高能气流的作用。经过长期的发展人们提出了一系列高超声速进气道形式，主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道，并就它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了研究。此外，国外研究人员还提出了一系列三维内收缩高超声速进气设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学F.S.Billig等提出的流线追踪Busemann进气道(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on Inviscid Busemann Inlet Performance,AIAA paper,2007)；美国Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型进气道概念(Billig,F.S.and Kothari,A.P.,Streamline Tracing:Technique for Designing Hypersonic Vehicles,Journal of Propulsion and Power,Vol.16,No.3,2000,pp.465-471)；美国航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的将矩形进口光滑转为椭圆形出口(Smart,M.K.and Trexler,C.A.Mach4Performance of a Fixed-Geometry Hypersonic Inlet with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition,41st AIAA Aerospace Sciences Meeting&Exhibit,2002)的思路等。在国内，尤延铖等学者率先将外流乘波理论运用在进气道内流研究中，提出了一种被称为内乘波式的三维内收缩高超声速进气道。数值模拟和高焓风洞试验证实：设计状态下，该进气道可以全流量捕获来流；在非设计状态，该类进气道可以通过进口的自动溢流，明显改善低马赫数工作能力，因而具有较好的总体特性。

虽然在高超声速飞行器和高超声速进气道研究领域，各项研究已经取得了显著的进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，科研人员尚未发现有效的方法，使得壁面压力得到控制。而壁面压力对飞行器性能提升有至关重要的作用。与此同时，科研人员也尚未得到高性能且适用于外乘波体飞行器与三维内转进气道的一体化装置，使二者的结合实现飞行器总体性能的最大化。由于二者工作要求不同，很长一段时间里，人们一直认为一体化就是分别设计两个高性能部件，对它们进行相干叠加和相互折衷。但一体化问题绝非如此简单。美国空军高超声速计划首席科学家Mark Lewis在文献(M.Lewis,A Hypersonic PropulsionAirframe Integration Overview,39th AIAA与ASME与SAE与ASEE Joint PropulsionConference and Exhibit,2003)中指出，虽然我们很容易设计出升阻比7～8的飞行器，但现有的匹配上发动机的高超声速飞行器升阻比最大也只有3.8。而乘波进气道对飞行器性能提升也有至关重要的作用。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的问题之一是缺乏一种壁面压力梯度可控的内外乘波一体化装置。

技术实现要素：

本实用新型的目的旨在提供一种壁面压力可控的内外乘波一体化装置。

本实用新型设有外乘波体飞行器和三维内转进气道；所述三维内转进气道设有三维内转进气道压缩型面、三维内转进气道唇口、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横向溢流口；所述外乘波体飞行器与三维内转进气道依靠二元平面楔导乘波段连接过渡，三维内转进气道压缩型面于三维内转进气道肩部处转平进入三维内转进气道隔离段，三维内转进气道横向溢流口存在于外乘波体飞行器与三维内转进气道压缩型面连接过渡处。

本实用新型的优点：利用壁面压力可控的内外乘波一体化飞行器同时兼顾了外乘波体飞行器与三维内转进气道的性能，并且实现了对乘波体壁面压力的控制。其中，外乘波体飞行器具有较高的升阻力特性。进气道为三维内转进气道，而且乘波体壁面压力得到控制，保证了全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠曲率半径无穷远的平面楔导乘波体过渡段，实现内外乘波部分的自然过渡，保证了实现高升阻比的乘波装置不会因为与进气道装置的耦合而牺牲总体性能，从而在不降低升阻比的情况下出色地完成进气道的工作。

附图说明

图1是本实用新型实施例的总体结构示意图。

图2是本实用新型实施例的半剖结构示意图。

图3是本实用新型实施例的仰视示意图。

图4是本实用新型实施例的流向压力分布以及压缩型面俯视图。

图中的标记为：1表示壁面压力可控的内外乘波一体化方案流向压力梯度分布、2表示壁面压力可控的内外乘波一体化方案对称截面、3表示三维内转进气道压缩型线、4表示外乘波体压缩型线、5表示二维平面压缩段、6表示三维内转进气道横向溢流口、7表示三维内转进气道唇口、8表示三维内转进气道肩部型线、9表示三维内转进气道隔离段、10表示三维内转进气道隔离段出口、11表示外乘波体飞行器与三维内转进气道前缘、12表示外乘波体飞行器、13表示三维内转进气道压缩型面。

具体实施方式

如图1所示，本实用新型实施例包括外乘波体飞行器12与三维内转进气道，三维内转进气道由三维内转进气道压缩面13、三维内转进气道唇口7、三维内转进气道肩部型线8、三维内转进气道隔离段9与三维内转进气道横向溢流口6组成。且三维内转进气道能够实现内部乘波。在图1中，标记10为三维内转进气道隔离段出口，11为外乘波体飞行器与三维内转进气道前缘。

如图2所示，外乘波体飞行器12与三维内转进气道依靠二元楔导乘波段5连接过渡，三维内转进气道压缩型面13于三维内转进气道肩部型线8处转平进入三维内转进气道隔离段9。在图2中，标记6为三维内转进气道横向溢流口，7为三维内转进气道唇口，10为三维内转进气道隔离段出口。

如图3所示，三维内转进气道唇口7位置由设计条件下三维内转进气道入射激波反射点位置确定，形状为月牙形，三维内转进气道横向溢流口6存在于外乘波体飞行器12与三维内转进气道压缩型面13连接过渡处。在图3中，标记2为壁面压力可控的内外乘波一体化方案对称截面，5为二维平面压缩段。

如图4所示，通过调整压力分布曲线1可以实现对壁面压力分布的控制。在图4中，A表示A₁和A₂在压力分布曲线1的对应点、B表示B₁和B₂在压力分布曲线1的对应点、C表示C₁和C₂在压力分布曲线1的对应点、D表示D_A和D_C在压力分布曲线1的对应点、A₁和A₂表示三维内转进气道压缩型线起始点、B₁和B₂表示二维平面乘波段压缩型线起始点、C₁和C₂表示外乘波体压缩型线起始点、D_A表示三维内转进气道压缩型线终止点、D_C表示外乘波体压缩型线终止点、2表示壁面压力可控的内外乘波一体化方案对称截面、3表示三维内转进气道压缩型线、4表示外乘波体压缩型线、5表示二维平面压缩段。

本实用新型在保持外乘波体与三维内转进气道优点的同时，实现了两种高性能装置的一体化，并且使壁面压力分布得到了控制，从而提高飞行器与推进系统的总体性能。