一种背负式双路进气飞行器前体一体化构型的制作方法

本实用新型涉及前体与进气道一体化构型领域，具体涉及一种背负式双路进气飞行器前体一体化构型。

背景技术：

在高超声速飞行器设计领域，吸气式推进系统具有结构简单，比冲高，故障率低等优点，长期以来，作为高超声速飞行器设计与研制的首选推进系统受到大量的研究。虽然吸气式推进系统具有以上优点，然而研究证明匹配上飞行器机体后，无论是推进系统亦或是飞行器机体的气动性能均会受到较大影响。因此，欲实现高超声速飞行的亟需解决的关键问题是飞行器机体与推进系统的一体化设计，其中最为困难的问题则是飞行器前体与进气道的一体化设计。

国际上，采用楔导乘波理论，frederick等提出了常规进气道与飞行器机体的一体化设计，该设计是通过分析基于楔形流的乘波体与进气道之间的相互关系而开展的。此外takashima等借助吻切乘波理论，提出吻切乘波体与二维进气道的一体化设计。在国内，尤延铖等进一步拓宽了乘波理论的应用范围并将其运用于内收缩流场的设计，提出同时适用飞行器内外流的双乘波理论，在一定程度上解决了外流与内流之间的相互干扰问题。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，科研人员仍在不断探索先进的适用于高超声速飞行器与进气道的一体化设计方法。

鉴于二者工作需求的差异，长期以来，设计人员将一体化问题理解为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。lewis在文献中指出，虽然完善的乘波理论可以帮助我们很容易地设计出升阻比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。由此可见，目前制约高超声速系统总体性能的关键问题是缺乏一种适用于飞行器前体与进气道的一体化构型。

技术实现要素：

本实用新型所要解决的问题是：提供一种背负式双路进气飞行器前体一体化构型，在保持乘波飞行器前体优点的同时，在飞行器上表面以对称的形式布置高超声速进气道，从而在发挥乘波飞行器前体高性能的同时提高推进系统的气动性能，为内外流一体化设计提供新方法。

本实用为解决上述问题所提供的技术方案为：一种背负式双路进气飞行器前体一体化构型，所述构型包括飞行器前体下表面，飞行器前体上表面和对称布置的两个三维内转进气道；其中，所述飞行器前体下表面为两侧扁平，中部圆弧的三维曲面，扁平段与圆弧段连接处采用斜率连续的方式过渡，依靠流线追踪法在对应流场中进行流线追踪，根据所得流线在周向内组合获得；所述飞行器前体上表面采用网格曲面拟合的方法生成，用于拟合的特征曲线包括沿流向的特征曲线与沿展向的特征曲线，其中沿流向的特征曲线采用三次曲线生成，三次曲线的系数根据4个参数确定分别是起点与终点的坐标和斜率，为保证飞行器前体与下游部件的连续过渡，三次曲线终点的斜率定义为0，即该三次曲线在终点处转平，沿展向的特征曲线为两侧扁平，中部圆弧的曲线结构，扁平段与圆弧段连接处采用斜率连续的方式过渡。所述对称布置的两个三维内转进气道分别布置于飞行器前体中心线两侧，包括进气道三维进口曲线，进气道压缩型面，进气道压缩型面出口，进气道隔离段和进气道隔离段出口，其中进气道三维进口曲线为类矩形的三维曲线，进气道压缩型面为根据进气道三维进口曲线在指定内收缩基本流场中进行流线追踪获得，为面积连续减小的内收缩构型，进气道压缩型面出口为进气道压缩型面的截止位置，进气道隔离段为采用等直拉伸的方法将进气道压缩型面出口向后等直拉伸获得，进气道隔离段出口为进气道隔离段的截止位置。

与现有技术相比，本实用新型的优点是：背负式双路进气飞行器前体一体化构型同时发挥了飞行器前体与高超声速进气道的性能优势；背负式进气最大程度上避免了飞行器前体与进气道之间的相互干扰，且双路进气的布局形式有助于提高了进气道的压缩效率，两部分相互独立又相互统一一方面保持了飞行器的高升阻比特性，另一方面保证了进气道的高流量与高压缩效率。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，构成本实用新型的一部分，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。

图1是飞行器前体下表面示意图。

图2是飞行器前体上表面示意图。

图3是进气道进口的二维特征曲线示意图。

图4是进气道三维进口曲线示意图。

图5是背负式双路进气道飞行器前体一体化装置侧视图。

图6是背负式双路进气道飞行器前体一体化装置内部结构侧视图。

图7是背负式双路进气道飞行器前体一体化装置内部结构三维图。

图8是背负式双路进气道飞行器前体一体化装置内部结构俯视图。

图中的标记为：1表示飞行器前体前缘曲线、2表示飞行器前体下表面、3表示用于生成飞行器前体下表面的流线、4表示飞行器前体下表面特征曲线、5表示飞行器前体上表面沿流向特征曲线、6表示飞行器前体上表面沿流向特征曲线起点、7表示飞行器前体上表面沿流向特征曲线终点、8表示飞行器前体上表面沿展向特征曲线、9表示飞行器前体上表面、10表示进气道三维进口曲线、11表示进气道压缩型面、12表示进气道压缩型面出口、13表示进气道隔离段、14表示进气道隔离段出口。

具体实施方式

以下将配合附图及实施例来详细说明本实用新型的实施方式，借此对本实用新型如何应用技术手段来解决技术问题并达成技术功效的实现过程能充分理解并据以实施。

背负式双路进气飞行器前体一体化构型的主要实施例包括飞行器前体下表面2，飞行器前体上表面9和对称布置的两个三维内转进气道，其中所述飞行器前体下表面2为两侧扁平，中部圆弧的三维曲面，扁平段与圆弧段连接处采用斜率连续的方式过渡，依靠流线追踪法在对应流场中进行流线追踪，根据所得用于生成飞行器前体下表面的流线3在周向内组合获得。所述飞行器前体上表面9采用网格曲面拟合的方法生成，用于拟合的特征曲线包括飞行器前体上表面沿流向特征曲线5与飞行器前体上表面沿展向特征曲线8，其中飞行器前体上表面沿流向特征曲线5采用三次曲线生成，三次曲线的系数根据4个参数确定分别是飞行器前体上表面沿流向特征曲线起点6与飞行器前体上表面沿流向特征曲线终点7的坐标和斜率，为保证飞行器前体与下游部件的连续过渡，飞行器前体上表面沿流向特征曲线终点7的斜率定义为0，即该三次曲线在终点处转平，飞行器前体上表面沿展向特征曲线8为两侧扁平，中部圆弧的曲线结构，扁平段与圆弧段连接处采用斜率连续的方式过渡。所述对称布置的两个三维内转进气道分别布置于飞行器前体中心线两侧，包括进气道三维进口曲线10，进气道压缩型面11，进气道压缩型面出口12，进气道隔离段13和进气道隔离段出口14，其中进气道三维进口曲线10为类矩形的三维曲线，进气道压缩型面11为根据进气道三维进口曲线10在指定内收缩基本流场中进行流线追踪获得，为面积连续减小的内收缩构型，进气道压缩型面出口12为进气道压缩型面11的截止位置，进气道隔离段13为采用等直拉伸的方法将进气道压缩型面出口12向后等直拉伸获得，进气道隔离段出口14为进气道隔离段13的截止位置。

本实用新型的有益效果是：背负式双路进气飞行器前体一体化构型同时发挥了飞行器前体与高超声速进气道的性能优势。背负式进气最大程度上避免了飞行器前体与进气道之间的相互干扰，且双路进气的布局形式有助于提高了进气道的压缩效率，两部分相互独立又相互统一一方面保持了飞行器的高升阻比特性，另一方面保证了进气道的高流量与高压缩效率。

以上仅就本新型的最佳实施例作了说明，但不能理解为是对权利要求的限制。本实用新型不仅局限于以上实施例，其具体结构允许有变化。凡在本实用新型独立权利要求的保护范围内所作的各种变化均在本实用新型保护范围内。

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