專利名稱：：一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩及其設(shè)計(jì)方法
技術(shù)領(lǐng)域：
：本發(fā)明涉及以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力系統(tǒng)的高超聲速飛行器構(gòu)型設(shè)計(jì)的一項(xiàng)技術(shù)，特別涉及追求飛行器氣動(dòng)性能的機(jī)體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化構(gòu)型設(shè)計(jì)。
背景技術(shù)：
：高超聲速飛行器是指以5馬赫或更高速度在大氣層和跨大氣層中飛行的飛行器。當(dāng)飛行器以高超聲速飛行時(shí)，波阻和摩阻急劇增加，導(dǎo)致氣動(dòng)阻力的增大和發(fā)動(dòng)機(jī)推力裕度的減小，產(chǎn)生嚴(yán)重的推阻匹配問題。為減阻增升，確保飛行器的整體工作性能，一般對(duì)機(jī)體和發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行高度的一體化設(shè)計(jì)，即機(jī)身前體與發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道融為一體、機(jī)身后體與發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管融為一體。隨著世界各國對(duì)高超聲速飛行器相關(guān)研究的重視，以美國為首的發(fā)達(dá)國家自上個(gè)世紀(jì)八十年代以來，在NASP、HyFly、Hyper-X等計(jì)劃的支持下，相繼開展了一系列一體化構(gòu)型設(shè)計(jì)研究。研究的主要思路有兩條，一條為以未來的空間飛機(jī)或入軌工具為目標(biāo)，機(jī)體較長，一般為數(shù)十米，如Strohmeyer等提出的二級(jí)入軌工具構(gòu)型(見StrohtneyerD,EggersT.andHauptM.WaveriderAerodynamicsandPreliminaryDesignforTwo~Stage-to-0rbitMissions,Part1.JournalofSpacecraftandRockets.1998.35(4):45^458和StrohmeyerD.EggersT.andHauptM.WaveriderAerodynamicsandPreliminaryDesignforTwo~Stage_to-0rbitMissions,Part2.JournalofSpacecraftandRockets.1998.35(4):459~466)、Brien和Lewis提出的以火箭組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的全速域高超聲速飛機(jī)(參見TimothyF.0'Brien.andMJLewis,Rocket—BasedCombined—CycleEngineIntegrationonanOsculatingConeWaveriderVehicle.JournalofAircraft.2001.38(6):1117~1123)、以及Lobbia和Suzuki提出的高速運(yùn)載工具(HST)構(gòu)型方案(LobbiaM.SuzukiLNumericalInvestigationofWaveride產(chǎn)DerivedHypersonicTransportConfigurations.AIAA2003"3804)等。另一條以近期演示驗(yàn)證飛行器或高超聲速導(dǎo)彈為目標(biāo)，尺寸相應(yīng)較小，如已進(jìn)行飛行演示試驗(yàn)的美國X-43A飛行器(參見VolandRT.HuebnerLD.andMcClintonCR.X-43AHypersonicvehicletechnologydevelopment.AcfeAstronautica.2006.59:181191)，以及目前正在研發(fā)的X-51飛行器(參見GrahamW,Hyperreality,AviationWeek&SpaceTechnology,2008:62~64)。對(duì)于高超聲速飛行器而言，無論采用以上哪一條思路，保證飛行器良好的氣動(dòng)性能都是必需的前提，其中最重要的指標(biāo)就是保證飛行器具有較高的升阻比(即升力系數(shù)和阻力系數(shù)的比值)。同時(shí)從滿足飛行器推力和阻力匹配的角度出發(fā)，也需盡量減小飛行器的阻力系數(shù)。目前一般的做法為采用乘波體做為飛行器的前體，使得激波后的高壓區(qū)完全包裹于飛行器的下部，上下表面沒有流動(dòng)泄露，利用乘波體良好的氣動(dòng)性能提高飛行器的升阻比，在現(xiàn)有的設(shè)計(jì)方案中，飛行器的前體和機(jī)翼都已大量采用乘波體。但發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩部分則一般采用常規(guī)的平板方案，影響飛行器的升阻比，并不利于飛行器升阻比的提高。
發(fā)明內(nèi)容針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)存在的問題，本發(fā)明的目的在于提出一種使整個(gè)飛行器能夠盡可能保證乘波性能，在飛行器阻力基本不增加的前提下，進(jìn)一步提高飛行器的升阻比的發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩及其設(shè)計(jì)方法。為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，包括側(cè)板和底板，所述底板上相對(duì)設(shè)置有兩側(cè)板，從所述底板的唇口上各點(diǎn)出發(fā)，在無粘流場中求解流線方程所得流線構(gòu)成所述底板的下壁面，該下壁面為曲面。進(jìn)一步，所述底板為四邊形，并且該底4反為向上凸起的弧形面。進(jìn)一步，所述弧形面沿所述唇口至唇口相對(duì)邊方向凸起。進(jìn)一步，所述唇口所在邊高于唇口相對(duì)邊。4進(jìn)一步，所述底板為長方形板，所述唇口為長方形的短邊。進(jìn)一步，所述側(cè)板的側(cè)壁面是與所述底板的下壁面相垂直的平面。本發(fā)明超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的制備方法，具體步驟為l)在高超聲速飛行條件下，對(duì)飛行器流場進(jìn)行無粘分析，獲得其流場的詳細(xì)數(shù)據(jù)以及激波的準(zhǔn)確位置；2)從發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的唇口出發(fā)，沿來流方向根據(jù)流線方程進(jìn)行流線追蹤，所有的流線構(gòu)成的曲面即為發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩的下壁面；3)所述外整流罩的側(cè)壁面為與下壁面垂直的平面；4)按照來流條件，將外整流罩沿唇口處逆時(shí)針偏轉(zhuǎn)。進(jìn)一步，所述來流條件包括飛行器的飛行攻角和飛行馬赫數(shù)。進(jìn)一步，步驟4)中偏轉(zhuǎn)角度可根據(jù)實(shí)際情況通過計(jì)算或者試驗(yàn)獲3曰付。進(jìn)一步，所述偏轉(zhuǎn)角度在2-6度區(qū)間范圍內(nèi)。本發(fā)明的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，將外整流罩的底板下壁面采用曲面設(shè)計(jì)，因此飛行器前體激發(fā)激波所產(chǎn)生的高壓區(qū)基本被包裹于外整流罩的下面，激波后的高壓區(qū)可對(duì)飛行器產(chǎn)生額外的升力。此外，由于外整流罩沿唇口進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，可進(jìn)一步減小外整流罩部分的迎風(fēng)面積，可有效減小這一部分的阻力，因此，可以在一定程度上提高整個(gè)飛行器的升阻比。本發(fā)明的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的制備方法，能夠方便、快捷的制備出具有良好氣動(dòng)性能的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩。圖la為現(xiàn)有外整流罩的示意圖lb為本發(fā)明的外整流罩的示意圖2為本發(fā)明外整流罩的立體圖3a為高超聲速飛行器的外形示意圖3b為高超聲速飛行器的外形俯^L示意圖3c為高超聲速飛行器的外形側(cè)視示意圖3d為高超聲速飛行器的外形后視示意圖。具體實(shí)施例方式實(shí)施例1:如圖la和lb所示的高超聲速飛行器二維示意圖。整個(gè)飛行器可以分為前體、發(fā)動(dòng)機(jī)和后體三個(gè)主要部分。在已有的設(shè)計(jì)中，發(fā)動(dòng)機(jī)的外整流罩部分均釆用了圖la中的普通整流罩設(shè)計(jì)方案，本發(fā)明的外整流罩如圖lb和圖2所示，包括側(cè)板2和底板1,底板1為長方形板，并且向上凸起形成一弧形罩，該弧形罩沿底板唇口11至唇口11所對(duì)邊方向凸起形成，飛行器前體激發(fā)激波所產(chǎn)生的高壓區(qū)基本被包裹于底板1形成的弧形罩的下壁面下方，因此激波后的高壓區(qū)可對(duì)飛行器產(chǎn)生額外的升力，兩個(gè)側(cè)板2沿長方形底板長度方向相對(duì)設(shè)置在底板l上，其中，兩個(gè)側(cè)板2的側(cè)壁面是與底板l的下壁面相垂直的平面。實(shí)施例2:本發(fā)明超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的設(shè)計(jì)方法，具體步驟為1)在高超聲速飛行條件下，首先對(duì)飛行器流場進(jìn)行無粘分析，獲得其流場的詳細(xì)數(shù)據(jù)以及激波的準(zhǔn)確位置；2)從發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的唇口出發(fā)，沿來流方向4艮據(jù)流線方程進(jìn)行流線追蹤，所有的流線形成的曲面構(gòu)成發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩底板的下壁面；3)外整流罩的兩側(cè)板相對(duì)設(shè)置在底板上，側(cè)板的側(cè)壁面采用與底板的下壁面垂直的平面即可；4)按照來流條件，將外整流罩沿唇口A點(diǎn)處逆時(shí)針偏轉(zhuǎn)(見圖lb)，具體偏轉(zhuǎn)角度可根據(jù)實(shí)際情況通過計(jì)算或者試驗(yàn)獲得(一般在2-6度區(qū)間范圍內(nèi))；這種流面設(shè)計(jì)的方法體現(xiàn)了乘波體的設(shè)計(jì)思想。當(dāng)下壁面采用曲面設(shè)計(jì)時(shí)，由飛行器前體激發(fā)激波所產(chǎn)生的高壓區(qū)基本被包裹于外整流罩的下面，激波后的高壓區(qū)可對(duì)飛行器產(chǎn)生額外的升力。此外，由于外整流罩沿唇口進(jìn)行偏轉(zhuǎn)，可進(jìn)一步減小整流罩部分的迎風(fēng)面積，可有效減小這一部分的阻力，因此，可以在一定程度上提高整個(gè)飛行器的升阻比。本發(fā)明方案的有效性通過如下方式檢驗(yàn)。依據(jù)乘波體設(shè)計(jì)思想設(shè)計(jì)了一種高超聲速飛行器外形(如圖3a、3b、3c和3d所示)，進(jìn)行比較，外整流罩分別采用了一般外形和本發(fā)明外形兩種設(shè)計(jì)方式。之后通過數(shù)值分析來比較兩種外形的氣動(dòng)性能(環(huán)境參數(shù)為飛行高度25km，飛行馬赫數(shù)6)。兩種外形的氣動(dòng)性能比較如表l-表3所示。表l兩種外型在不同飛行攻角下的升力系數(shù)比較<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>表2兩種外型在不同飛行攻角下的阻力系數(shù)比較<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>表3兩種外型在不同飛行攻角下的升阻比比較<table>tableseeoriginaldocumentpage7</column></row><table>從表1-表3的數(shù)據(jù)可以看出，在較大的飛行攻角變化范圍內(nèi)，采用本發(fā)明外整流罩的飛行器升力系數(shù)和升阻比均明顯優(yōu)于采用普通整流罩外形的飛行器。此外，在設(shè)計(jì)狀態(tài)(飛行攻角為0°)及其附近范圍內(nèi)(飛行攻角為2。時(shí))，兩種飛行器的阻力基本相等，這說明在設(shè)計(jì)飛行狀態(tài)下，采用本發(fā)明外整流罩后并不增加飛行器的阻力，可以與發(fā)動(dòng)機(jī)的推力較好匹配。以上數(shù)據(jù)驗(yàn)證了本發(fā)明的有效性。本發(fā)明發(fā)動(dòng)機(jī)的外整流罩僅適用于采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器，所涉及的高超聲速飛行器可采用尖前緣或鈍化前緣，其設(shè)計(jì)和計(jì)算方法相同，對(duì)于高超聲速導(dǎo)彈等發(fā)動(dòng)機(jī)占整個(gè)飛行器尺寸比例較大的飛行器，采用本發(fā)明的外整流罩將可更有效地提高飛行器的氣動(dòng)性能。權(quán)利要求1.一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，包括側(cè)板和底板，所述底板上相對(duì)設(shè)置有兩側(cè)板，其特征在于，從所述底板的唇口上各點(diǎn)出發(fā)，在無粘流場中求解流線方程所得流線構(gòu)成所述底板的下壁面，該下壁面為曲面。2.如權(quán)利要求1所述的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，其特征在于，所述底^!為四邊形，并且該底纟反為向上凸起的弧形面。3.如權(quán)利要求2所述的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，其特征在于，所述弧形面沿所述唇口至該唇口所對(duì)邊方向凸起。4.如權(quán)利要求3所述的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，其特征在于，所述唇口所在邊高于該唇口所對(duì)邊。5.如權(quán)利要求4所述的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，其特征在于，所述底板為長方形板，所述唇口為長方形板的短邊。6.如權(quán)利要求1所述的超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩，其特征在于，所述側(cè)板的側(cè)壁面是與所述底板的下壁面相垂直的平面。7.—種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的設(shè)計(jì)法，具體步驟為l)在高超聲速飛行條件下，對(duì)飛行器流場進(jìn)行無粘分析，獲得其流場的詳細(xì)數(shù)據(jù)以及激波的準(zhǔn)確位置；2)/人發(fā)動(dòng)4幾進(jìn)氣道的唇口出發(fā)，沿來流方向根據(jù)流線方程進(jìn)行流線追蹤，所有的流線構(gòu)成的曲面即為發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩底板的下壁面；3)在外整流罩的底板上相對(duì)設(shè)置與底板的下壁面相垂直的側(cè)壁平面；4)按照來流條件，將外整流罩沿唇口處逆時(shí)針偏轉(zhuǎn)一定角度。8.如權(quán)利要求7所述的一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的i殳計(jì)方法，其特征在于，所述來流條件包括飛行器的飛行攻角和飛行馬赫H9.如權(quán)利要求7所述的一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的制備方法，其特征在于，步驟4)中偏轉(zhuǎn)角度可根據(jù)實(shí)際情況通過計(jì)算或者試驗(yàn)獲得。10.如權(quán)利要求9所述的一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩的制備方法，其特征在于，所述偏轉(zhuǎn)角度在2-6度區(qū)間范圍內(nèi)。全文摘要本發(fā)明公開了一種超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)外整流罩及其設(shè)計(jì)方法，其主要設(shè)計(jì)思路為首先對(duì)高超聲速飛行器前體產(chǎn)生的流場進(jìn)行無粘數(shù)值分析。其次在此流場中通過流線追蹤方式設(shè)計(jì)外整流罩下壁面形狀，外整流罩側(cè)壁采用與下壁垂直的平面。之后依據(jù)飛行器的飛行攻角和飛行馬赫數(shù)等信息，以外整流罩唇口位置為旋轉(zhuǎn)點(diǎn)，將外整流罩偏轉(zhuǎn)一定角度得到本發(fā)明外整流罩。本發(fā)明應(yīng)用了乘波體的設(shè)計(jì)原理，充分利用激波后的高壓區(qū)產(chǎn)生額外升力，并通過整流罩的偏轉(zhuǎn)減小迎流面積和壓差阻力，使飛行器的整體氣動(dòng)性能顯著提高。本發(fā)明可直接應(yīng)用于各類超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力的高超聲速飛行器的設(shè)計(jì)。文檔編號(hào)B64D29/00GK101497372SQ20091007735公開日2009年8月5日申請(qǐng)日期2009年2月18日優(yōu)先權(quán)日2009年2月18日發(fā)明者凱崔,楊國偉申請(qǐng)人:中國科學(xué)院力學(xué)研究所