技术领域
[0001] 本
发明涉及一种内外流乘波飞行器的
气动布局，属于飞行器空气动
力学设计技术领域。
背景技术
[0002] 高超声速技术是21世纪航空航天技术发展的制高点，高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍声速(即
马赫数5)的飞行器，例如洲际弹道导弹、载人飞船、航天飞机等的最大速度可达20余倍声速，都属于高超声速飞行器。除了洲际弹道导弹等传统的高超声速飞行器之外，近十多年来在国际上有以下两类临近空间高超声速飞行器备受关注。
[0003] (1)临近空间吸气式巡航飞行器
[0004] 这类飞行器是以超燃及组合动力
冲压发动机为动力、可在临近空间进行高超声速巡航的一类飞行器。在巡航类飞行器气动布局中，主要还是采用升力体和乘波体气动布局(如美国的X-43A和X-51A、俄罗斯的IGLA、法德联合研制的JAPHAR等)，部分采用了轴对称构型(如美国的HyFly)。
[0005] X-51A是由波音公司设计制造的巡航飞行器，该飞行器主要目的是验证
碳氢
燃料的超燃冲压发动机。
机体前半段采用了前体/二元进气道一体化设计，机体前半段近似为楔形头部，可以形成按一定
角度分布的激波系，激波系产生的压力直接作用在
机身前体下方，从而为飞行器整体提供升力，具有典型的乘波构型特征。
[0006] IGLA飞行器是由俄罗斯中央航空发动机研究院与中央空气
流体动力研究院共同研发的巡航飞行器，也是超燃冲压发动机验证飞行器，该飞行器的弹道前段具有明显的助推-滑翔弹道，能够为超燃冲压发动机的启动创造条件，弹道后段飞行器在冲压发动机工作下做高空、高速平飞，末段再入返回地面。飞行器全长7.9m，翼展3.6m，最大
升阻比3.15，发射
质量2200kg，飞行速度6～14Ma，飞行高度20km～100km，自主飞行时间7min～12min。IGLA采用了双后掠三角翼与柱锥的气动布局，腹部中间
位置为超燃冲压发动机进气道。从其弹道和气动布局可以推断IGLA也具有明显的乘波特征。
[0008] 这类飞行器没有发动机提供动力，首先用火箭助推，然后在大气层内以高超声速进行远距离滑翔，可用于远程快速打击。在助推滑翔类飞行器气动布局中，主要以升力体和乘波体构型为主。美国研发的HTV系列是这一类飞行器的典型代表。其中HTV-2设计最大射程16668千米，横向机动距离5556千米，最大飞行速度达到马赫数20，可一小时内实现全球到达。HTV-2的核心气动问题是解决高升阻比气动布局的设计技术，以实现远程快速到达并具有大范围横向机
动能力。HTV-2主要用于验证以下技术：高升阻比高超声速气动布局研究、气动
热力学分析技术、自适应制导和控制技术及武器
载荷配置技术。从公开的文献可以看出，HTV-2具有明显的乘波布局特征：尖前缘、大后掠，
后缘布置有扩张式体
襟翼与RCS控制机构。
[0009] 以上两类高超声速飞行器中，助推滑翔类飞行器由于没有发动机提供动力，仅靠气动力控制，在机动能力方面有所欠缺。巡航类飞行器由于尺寸及容积率限制导致自身所带燃料有限，进而限制了飞行器的飞行距离。为进一步提高高超声速飞行器的飞行距离和机动能力，需要研发一种能够兼具滑翔类飞行器高升阻比及吸气式冲压发动机高比冲优势的飞行器，由此产生了一类跨域飞行器。跨域飞行器具备显著的大
空域、宽速域的特点，其气动布局设计难度较大，主要体现为两个方面：一方面，吸气式冲压发动机的存在会占用较大的装填空间，使得滑翔飞行的升阻比难以提升。另一方面，滑翔飞行和吸气式巡航飞行所需的前缘
钝化半径相差较大，大钝化前缘产生的熵层进入吸气式发动机内流道将会极大降低动力系统的性能，特别是进气道的性能。因此，满足跨域飞行特点的新型飞行器在气动布局设计上将面临较大的挑战。
发明内容
[0010] 本发明解决的技术问题是：克服
现有技术的不足，提出一种内外流乘波飞行器布局，较好地解决了跨域飞行器在滑翔与巡航两种飞行模式上存在的设计矛盾，气动布局在满足飞行器高容积率、高升阻比要求的同时，能够确保进气道在宽马赫数、宽
攻角范围内的良好性能。
[0011] 本发明的技术解决方案是：
[0012] 一种内外流乘波飞行器布局，包括飞行器机身上半部分和飞行器机身下半部分；飞行器机身上半部分包括飞行器前体、进气道、
燃烧室和尾喷管；
[0013] 所述的飞行器机身下半部分为乘波体；
[0014] 所述的飞行器前体呈鸭舌状；
[0015] 所述的进气道为高超声速内转式(亦称内乘波)进气道，进气道前缘后倾角的取值范围为20-30度；所述的高超声速是指飞行器的飞行马赫数大于等于5；
[0016] 所述的飞行器前体和进气道为一体化设计；
[0017] 所述的飞行器前体和进气道为一体化设计是指进气道入口处宽度与飞行器前体宽度一致，在有飞行器前体压缩时，飞行器前体产生的三维激波结构满足进气道设计要求；
[0018] 工作过程：飞行器包括两种飞行模式：高马赫数滑翔飞行和低马赫数吸气式巡航飞行。所述的高马赫数是指飞行马赫数范围20-6；所述的低马赫数是指飞行马赫数范围4-10；
[0019] 当飞行器由高马赫数向低马赫数飞行时，将飞行器前体从飞行器机身上抛离，来流直接由进气道进行压缩；
[0020] 当飞行器由高马赫数向低马赫数飞行时，还可以保留飞行器前体，飞行器机身进行180°旋转，即飞行器机身的上半部分和飞行器机身下半部分变换位置，来流先由飞行器前体预先压缩然后再由进气道压缩。
[0021] 本发明与现有技术相比有益效果为：
[0022] (1)内外流乘波飞行器综合了滑翔飞行器高升阻比及吸气式冲压发动机高比冲的优势，采用全新的飞行模式，与现有飞行器相比，进一步提高了高超声速飞行器的飞行距离和机动能力。
[0023] (2)内外流乘波飞行器在气动布局设计方面采取将飞行器分为上、下两个部分进行设计的双面设计思想：飞行器下半部分主要为高马赫数无动力滑翔飞行提供高升阻比，采用扁平的乘波体布局形式；飞行器上半部分主要用于布置吸气式冲压发动机。这种布局形式保证了发动机流道与乘波面相互独立、互不干涉，大大减小了气动与动力的耦合作用，特别是能够明显减小高马赫数无动力飞行时由发动机产生的阻力，对提高高马赫数无动力飞行时的升阻比非常有利，同时也有利于发动机的热防护。与现有的单面设计思想相比，双面设计思想较好地解决了高马赫数无动力滑翔飞行所需升阻比和低马赫数吸气式巡航飞行时发动机性能之间存在的矛盾，能够同时兼顾内外流性能。
[0024] (3)内外流乘波飞行器在飞行模式转换时采用变几何的方法确保成功转换到吸气式巡航飞行模式。即在由滑翔飞行模式转入吸气式巡航飞行模式时，通过抛掉鸭舌状前体，可实现前缘半径由R≈15mm减小到R≈2mm，进气道在尖前缘条件下工作，能够有效减小熵层对进气道性能的影响，对提高进气道性能非常有利。
[0025] (4)内外流乘波飞行器在飞行模式转换时采用
滚转的方法确保成功转换到吸气式巡航飞行模式。即在由滑翔飞行模式转入吸气式巡航飞行模式时，保留鸭舌状前体，进气道堵盖打开后，通过飞行器尾部
舵面滚转控制，使飞行器绕体轴旋转180度，高超声速来流经过前体预压缩后再由进气道压缩，有利于内转式进气道的起动，同时通过采取规避
边界层的进气道设计方案仍可获得较高的进气道性能。
附图说明
[0026] 图1为高马赫数无动力滑翔飞行模式向吸气式巡航飞行模式转换的一种方式；
[0027] 图2为高马赫数无动力滑翔飞行模式向吸气式巡航飞行模式转换的另一种方式；
[0028] 图3为乘波面的设计过程示意图；
[0029] 图4为前体/进气道一体化外形尺寸示意图；
[0030] 图5(a)为滑翔状态时，β＝0度时升阻比随攻角的变化曲线；
[0031] 图5(b)为巡航状态时，β＝0度时升阻比随攻角的变化曲线；
[0032] 图6(a)为滑翔状态，β＝0度时纵向压心随攻角的变化曲线；
[0033] 图6(b)为巡航状态，β＝0度时纵向压心随攻角的变化曲线；
[0034] 图7为设计点高度H＝25Km，马赫数Ma＝6，攻角α＝4度状态下内转式进气道的激波结构。
具体实施方式
[0035] 下面结合附图和
实施例对本发明作进一步说明。
[0036] 首先开展乘波体布局设计。图3为乘波面设计示意图。乘波体布局设计包括乘波体俯视平面形状设计、三维基准流场求解(左图)、
流线追踪(中图)等内容；设计完成的乘波面平面形状如图3(右图)。
[0037] 其次开展匹配乘波体布局的内转式进气道设计。内转式进气道设计包括基准流场设计、型面融合、边界层修正等内容。设计完成的前体/进气道一体化外形如图4。
[0038] 实施例
[0039] 如图4所示，为本发明飞行器布局参数示意图，飞行器机身下半部分为乘波体，乘波体长L＝4949mm，宽W＝2527mm。飞行器前体和进气道位于飞行器机身上半部分，其中飞行器前体呈鸭舌状，其最大长度L＝738mm，最大宽度W＝800mm。在前体最大长度位置为进气道进口的起始位置，进气道为高超声速内转式(亦称内乘波)进气道，进气道前缘后倾角为θ＝27度，进气道入口捕获形状为半圆形，宽W＝800mm，高H＝345mm；进气道出口形状为椭圆形，长半轴a/2＝225mm，短半轴b/2＝60mm。进气道后连接燃烧室和尾喷管(未给出)。飞行器前体和进气道为一体化设计，即进气道入口处宽度与飞行器前体宽度一致，在有飞行器前体压缩时，飞行器前体产生的三维激波结构满足进气道
对流量、总压恢复等参数的要求。
[0040] 如图1、2所示，本发明飞行器在由高马赫数滑翔飞行模式向低马赫数吸气式巡航飞行模式转换时，其转换方式有两种：一种转换方式是将飞行器前体从飞行器机身上抛离，来流直接由进气道进行压缩，如图1所示；另一种转换方式是保留飞行器前体，飞行器机身进行180度旋转，即飞行器机身的上表面和飞行器机身下半部分变换位置，来流先由飞行器前体预先压缩然后再由进气道压缩，如图2所示。
[0041] 利用数值仿真技术(CFD)测试了内外流乘波飞行器的气动性能。外流性能包括升阻特性和纵向
稳定性。图5(a)和图5(b)给出了不同马赫数的升阻比随攻角的变化曲线。滑翔状态，马赫数Ma＝10时最大升阻比L/D约为3.8，马赫数Ma＝13时最大升阻比L/D约为3.5，对应攻角均在α＝7度附近；巡航状态，马赫数Ma＝6时扣除内阻的最大升阻比L/D为4.7，对应攻角在α＝4度附近。计算结果表明，本发明的气动布局方案在滑翔和巡航两种飞行模式下均具备较高的升阻比。
[0042] 图6(a)和图6(b)给出了β＝0°时纵向压心Xcp随攻角的变化曲线。可以看出，滑翔状态质心在0.625左右可以获得较好的纵向自配平特性，巡航状态质心在0.61左右可以获得较好的纵向自配平特性。计算结果表明，在较小的质心变化范围内，本发明的气动布局方案在最大升阻比所对应的攻角下能够满足自配平特性。
[0043] 内转式进气道内流性能包括进气道总压恢复σ、流量系数φ和出口马赫数Me。表1给出了各个工况的计算结果。图7给出了在设计点高度H＝25Km，马赫数Ma＝6，攻角α＝4°状态下内转式进气道的激波结构。从表1和图7来看，设计点状态进气道流量系数φ(流量系数的计算以攻角α＝4度时的来流捕获面积为参考量)接近1.0，总压恢复系数σ＝0.56，说明进气道具备较好的内乘波特性和较高的总压恢复性能，能够满足冲压发动机工作要求。
[0044] 表1内转式进气道性能
[0045]
[0046] 尽管本发明的实施方案已公开如上，但其并不仅仅限于
说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于熟悉本领域的人员而言，可容易地实现另外的
修改，因此在不背离
权利要求及等同范围所限定的一般概念下，本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。
