[发明专利]机身双侧进气高速飞行器气动布局

说明书

本发明提供了一种高速飞行器气动布局结构，飞行器头部即前体(1)设计为轴对称的椎体，在所述前体(1)的两侧安装进气道(2)，安装夹角(19)选取150°～180°，所述进气道(2)采用二元压缩进气道,按照“压缩激波系(18)封口”原则由斜激波理论关系式进行二元进气道型面设计。本发明雷达透波性能好，有足够的安装空间，提升了飞行器的升阻比。

技术领域

本发明属于飞行器气动布局设计技术领域，具体涉及一种机身双侧进气高速飞行器气动布局结构。

背景技术

自20世纪50年代提出高速飞行概念以来，许多国家开展了以高速武器作为应用目标的吸气式高速技术研究。经过几十年的努力，在超燃冲压发动机和吸气式高速飞行器技术等方面取得了重大突破。但目前的吸气式高速飞行器更多的是以技术验证为目的，实用性考虑的较少。以美国的X-43、X-51飞行器为例，为了保证超燃冲压发动机的性能，采用腹部进气的气动布局方案，飞行器前体特别扁平。这类飞行器气动布局方案的主要缺点有：(1)对于扁平的前体不能满足雷达的透波要求和装载空间要求，装有雷达的前体通常都设计为轴对称或接近轴对称的型面；(2)进气道的唇罩内表面是高压区，对于腹部进气的布局方案，唇罩高压区产生了负升力的作用，降低了飞行器的升阻比；(3)腹部进气的布局方案，超燃发动机流道靠近下方，导致尾喷管为非对称膨胀，可能会产生负升力，进一步降低飞行器的升阻比；(4)这类气动布局宽高比较小，使得升阻性能较差。这类布局升阻比小导致飞行航程较短，且无法安装雷达、起落架等，严重降低了该类高速飞行器的实用价值。尽管美国Manta飞行器为双旁侧进气布局方案，但该飞行器前体直接作为进气道压缩面，同样较为扁平实用性较差。

发明内容

本发明需解决技术问题是提供一种雷达透波性能好、有足够安装空间且升阻比高的高速飞行器气动布局结构。

为解决上述问题，本发明提供的一种高速飞行器气动布局，采取技术方案如下：

所述飞行器全长25000～30000mm，飞行器头部即前体设计为轴对称的椎体，在所述前体的两侧安装进气道，安装夹角选取150°～180°，所述进气道采用二元压缩进气道,按照“压缩激波系封口”原则由斜激波理论关系式进行二元进气道型面设计,其输入条件为：根据总体性能指标确定的捕获面积、巡航状态的马赫数和攻角；进气道第一道压缩面角度应不小于前体的半锥角，取15°～20°；进气道的宽度取1000～1200mm。

作为本发明进一步改进，所述前体的锥角取30°～50°，前体长度根据雷达、前起落架的装载空间确定，前体母线采用波阻较小的冯卡门曲线设计。

作为本发明进一步改进，所述进气道的上方设计一挡板，改善进气道在正攻角下的流量捕获特性。挡板前缘一端取进气道第二道压缩面起点作为起始点，另一端取进气道唇罩前缘为起始点。

作为本发明进一步改进，所述发动机并列布置于机身两侧，所述发动机包括隔离段、燃烧室和尾喷管，其中隔离段长度取5000～7500mm，且隔离段出口与轴向夹角取5°～10°。

作为本发明进一步改进，利用光滑曲面将发动机包络住形成机身，所述机身最大横截面位置放置在飞行器底部，且使最大横截的面积最小。

作为本发明进一步改进，所述机身高度2500～3000mm，宽度5000～6500mm。

作为本发明进一步改进，所述尾喷管长度取5000～7000mm，尾喷管出口面积与入口面积比，即膨胀比取5～6。

作为本发明进一步改进，机翼采用菱形翼型，由边条翼和大后掠梯形翼构成，边条翼从机身的侧面顶点开始，后掠角取75°～80°，与梯形翼用曲线相切过渡；梯形翼前缘后掠角取55°～60°，后缘前掠角取10°～20°，根弦长取飞行器全长的40％～50％；机翼的展长取机身宽度的70％～90％。