本實(shí)用新型涉及臨近空間高超聲速飛行器，尤其是涉及壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化裝置。

背景技術(shù)：

臨近空間飛行器的發(fā)展涉及國(guó)家安全與和平利用空間，是目前國(guó)際競(jìng)相爭(zhēng)奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一。以美國(guó)、俄羅斯為代表的世界強(qiáng)國(guó)都在大力推進(jìn)各自的高超聲速飛行研制計(jì)劃(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)。自上世紀(jì)60年代以來的大量研究充分說明，飛機(jī)器與推進(jìn)系統(tǒng)的一體化設(shè)計(jì)是實(shí)現(xiàn)高超聲速飛行的關(guān)鍵，而機(jī)體與推進(jìn)系統(tǒng)一體化的核心則是飛行器和進(jìn)氣道的一體化。從目前的研究熱點(diǎn)和趨勢(shì)看，外乘波體飛行器設(shè)計(jì)和三維內(nèi)收縮進(jìn)氣道研究已經(jīng)成為兩個(gè)領(lǐng)域內(nèi)公認(rèn)的先進(jìn)設(shè)計(jì)方法和領(lǐng)先技術(shù)。

進(jìn)氣道是高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)中的主要部件。它位于飛行器前部，直接與高超聲速飛行器前體相連接，起著壓縮來流，為下游提供盡可能多高能氣流的作用。經(jīng)過長(zhǎng)期的發(fā)展人們提出了一系列高超聲速進(jìn)氣道形式，主要包括：二元式進(jìn)氣道、軸對(duì)稱式進(jìn)氣道、側(cè)壓式進(jìn)氣道，并就它們的設(shè)計(jì)方法、流動(dòng)特征、工作特性、工程設(shè)計(jì)研究等問題開展了研究。此外，國(guó)外研究人員還提出了一系列三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣設(shè)計(jì)思路和方案。如：美國(guó)約翰霍普金斯大學(xué)F.S.Billig等提出的流線追蹤Busemann進(jìn)氣道(Brien,T.F.and Colville,J.R.Analytical Computation of Leading Edge Truncation Effects on Inviscid Busemann Inlet Performance,AIAA paper,2007)；美國(guó)Astrox公司的P.K.Ajay等提出的“Funnel”型進(jìn)氣道概念(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)；美國(guó)航天宇航研究中心的M.K.Smart等提出的將矩形進(jìn)口光滑轉(zhuǎn)為橢圓形出口(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。在國(guó)內(nèi)，尤延鋮等學(xué)者率先將外流乘波理論運(yùn)用在進(jìn)氣道內(nèi)流研究中，提出了一種被稱為內(nèi)乘波式的三維內(nèi)收縮高超聲速進(jìn)氣道。數(shù)值模擬和高焓風(fēng)洞試驗(yàn)證實(shí)：設(shè)計(jì)狀態(tài)下，該進(jìn)氣道可以全流量捕獲來流；在非設(shè)計(jì)狀態(tài)，該類進(jìn)氣道可以通過進(jìn)口的自動(dòng)溢流，明顯改善低馬赫數(shù)工作能力，因而具有較好的總體特性。

雖然在高超聲速飛行器和高超聲速進(jìn)氣道研究領(lǐng)域，各項(xiàng)研究已經(jīng)取得了顯著的進(jìn)展，部件性能也在不斷提升。然而，迄今為止，科研人員尚未發(fā)現(xiàn)有效的方法，使得壁面壓力得到控制。而壁面壓力對(duì)飛行器性能提升有至關(guān)重要的作用。與此同時(shí)，科研人員也尚未得到高性能且適用于外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的一體化裝置，使二者的結(jié)合實(shí)現(xiàn)飛行器總體性能的最大化。由于二者工作要求不同，很長(zhǎng)一段時(shí)間里，人們一直認(rèn)為一體化就是分別設(shè)計(jì)兩個(gè)高性能部件，對(duì)它們進(jìn)行相干疊加和相互折衷。但一體化問題絕非如此簡(jiǎn)單。美國(guó)空軍高超聲速計(jì)劃首席科學(xué)家Mark Lewis在文獻(xiàn)(M.Lewis,A Hypersonic PropulsionAirframe Integration Overview,39th AIAA與ASME與SAE與ASEE Joint PropulsionConference and Exhibit,2003)中指出，雖然我們很容易設(shè)計(jì)出升阻比7～8的飛行器，但現(xiàn)有的匹配上發(fā)動(dòng)機(jī)的高超聲速飛行器升阻比最大也只有3.8。而乘波進(jìn)氣道對(duì)飛行器性能提升也有至關(guān)重要的作用。由此可見，目前制約高超聲速系統(tǒng)總體性能的問題之一是缺乏一種壁面壓力梯度可控的內(nèi)外乘波一體化裝置。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本實(shí)用新型的目的旨在提供一種壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化裝置。

本實(shí)用新型設(shè)有外乘波體飛行器和三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道；所述三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道設(shè)有三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部型線、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段和三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道橫向溢流口；所述外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道依靠二元平面楔導(dǎo)乘波段連接過渡，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部處轉(zhuǎn)平進(jìn)入三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道橫向溢流口存在于外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面連接過渡處。

本實(shí)用新型的優(yōu)點(diǎn)：利用壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化飛行器同時(shí)兼顧了外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道的性能，并且實(shí)現(xiàn)了對(duì)乘波體壁面壓力的控制。其中，外乘波體飛行器具有較高的升阻力特性。進(jìn)氣道為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道，而且乘波體壁面壓力得到控制，保證了全流量捕獲來流，增大發(fā)動(dòng)機(jī)推力的同時(shí)減小外流阻力；在低馬赫數(shù)情況下又能自動(dòng)調(diào)整溢流，拓寬進(jìn)氣道的工作馬赫數(shù)范圍。依靠曲率半徑無窮遠(yuǎn)的平面楔導(dǎo)乘波體過渡段，實(shí)現(xiàn)內(nèi)外乘波部分的自然過渡，保證了實(shí)現(xiàn)高升阻比的乘波裝置不會(huì)因?yàn)榕c進(jìn)氣道裝置的耦合而犧牲總體性能，從而在不降低升阻比的情況下出色地完成進(jìn)氣道的工作。

附圖說明

圖1是本實(shí)用新型實(shí)施例的總體結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2是本實(shí)用新型實(shí)施例的半剖結(jié)構(gòu)示意圖。

圖3是本實(shí)用新型實(shí)施例的仰視示意圖。

圖4是本實(shí)用新型實(shí)施例的流向壓力分布以及壓縮型面俯視圖。

圖中的標(biāo)記為：1表示壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案流向壓力梯度分布、2表示壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案對(duì)稱截面、3表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型線、4表示外乘波體壓縮型線、5表示二維平面壓縮段、6表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道橫向溢流口、7表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口、8表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部型線、9表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段、10表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段出口、11表示外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道前緣、12表示外乘波體飛行器、13表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面。

具體實(shí)施方式

如圖1所示，本實(shí)用新型實(shí)施例包括外乘波體飛行器12與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道由三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮面13、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口7、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部型線8、三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段9與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道橫向溢流口6組成。且三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道能夠?qū)崿F(xiàn)內(nèi)部乘波。在圖1中，標(biāo)記10為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段出口，11為外乘波體飛行器與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道前緣。

如圖2所示，外乘波體飛行器12與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道依靠二元楔導(dǎo)乘波段5連接過渡，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面13于三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道肩部型線8處轉(zhuǎn)平進(jìn)入三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段9。在圖2中，標(biāo)記6為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道橫向溢流口，7為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口，10為三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道隔離段出口。

如圖3所示，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道唇口7位置由設(shè)計(jì)條件下三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道入射激波反射點(diǎn)位置確定，形狀為月牙形，三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道橫向溢流口6存在于外乘波體飛行器12與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型面13連接過渡處。在圖3中，標(biāo)記2為壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案對(duì)稱截面，5為二維平面壓縮段。

如圖4所示，通過調(diào)整壓力分布曲線1可以實(shí)現(xiàn)對(duì)壁面壓力分布的控制。在圖4中，A表示A₁和A₂在壓力分布曲線1的對(duì)應(yīng)點(diǎn)、B表示B₁和B₂在壓力分布曲線1的對(duì)應(yīng)點(diǎn)、C表示C₁和C₂在壓力分布曲線1的對(duì)應(yīng)點(diǎn)、D表示D_A和D_C在壓力分布曲線1的對(duì)應(yīng)點(diǎn)、A₁和A₂表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型線起始點(diǎn)、B₁和B₂表示二維平面乘波段壓縮型線起始點(diǎn)、C₁和C₂表示外乘波體壓縮型線起始點(diǎn)、D_A表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型線終止點(diǎn)、D_C表示外乘波體壓縮型線終止點(diǎn)、2表示壁面壓力可控的內(nèi)外乘波一體化方案對(duì)稱截面、3表示三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道壓縮型線、4表示外乘波體壓縮型線、5表示二維平面壓縮段。

本實(shí)用新型在保持外乘波體與三維內(nèi)轉(zhuǎn)進(jìn)氣道優(yōu)點(diǎn)的同時(shí)，實(shí)現(xiàn)了兩種高性能裝置的一體化，并且使壁面壓力分布得到了控制，從而提高飛行器與推進(jìn)系統(tǒng)的總體性能。