專利名稱：用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法和飛行器的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法和實(shí)現(xiàn)所述方法的一種飛 行器，特別是一種助推全程通流、氣動(dòng)力特性變化小、無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)部件、結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的適合 在以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿Φ母叱曀偕w飛行器上使用的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法和飛 行器。
背景技術(shù)：
高超聲速技術(shù)是國(guó)際航空航天界的研究熱點(diǎn)。目前，世界各國(guó)所發(fā)展的吸氣式高 超聲速飛行器大多以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為主要?jiǎng)恿?，并采用升力體的氣動(dòng)布局方式。由 于超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)范圍在4.0以上，為此往往需要采用火箭或其它形式的 動(dòng)力進(jìn)行助推加速。在助推加速段，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)不工作，而當(dāng)飛行馬赫數(shù)在4.0 以上時(shí)，助推級(jí)停止工作或與飛行器分離，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開始點(diǎn)火工作，此即所謂 的動(dòng)力轉(zhuǎn)接過(guò)程。
已有研究中，升力體飛行器均采用了助推全程內(nèi)流道封閉的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方案，如美 國(guó)的X-43A實(shí)驗(yàn)飛行器、法國(guó)的Promethee飛行器等。如圖la和圖lb所示，該類方 案的特點(diǎn)是設(shè)置轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)和轉(zhuǎn)動(dòng)部件(如可轉(zhuǎn)動(dòng)的進(jìn)氣道唇罩、可轉(zhuǎn)動(dòng)的前體壓縮 面)，在助推段該轉(zhuǎn)動(dòng)部件處于上限位置，剛好將發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道的入口完全封堵，飛行 器前體捕獲的氣流均不進(jìn)入內(nèi)流道，而當(dāng)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)，轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)帶動(dòng)轉(zhuǎn)動(dòng) 部件到達(dá)下限位置，內(nèi)流道進(jìn)口完全開啟，飛行器前體捕獲的氣流全部轉(zhuǎn)入發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)。 由于涉及到對(duì)飛行前體捕獲的全部氣流的操縱，該類動(dòng)力轉(zhuǎn)接方案不僅僅轉(zhuǎn)動(dòng)機(jī)構(gòu)驅(qū) 動(dòng)功率大，且存在動(dòng)力轉(zhuǎn)接過(guò)程中全機(jī)氣動(dòng)力特性變化劇烈，難以依靠舵面配平的致
命缺陷。例如，對(duì)于某升力體飛行器，若采用轉(zhuǎn)動(dòng)進(jìn)氣道唇罩的方式進(jìn)行動(dòng)力轉(zhuǎn)接， 當(dāng)內(nèi)流道由關(guān)閉向開啟過(guò)渡時(shí)，飛行器的全機(jī)阻力系數(shù)下降45%，升力系數(shù)下降65%， 俯仰力矩系數(shù)下降0.016，而在5。舵偏范圍內(nèi)水平尾翼對(duì)飛行器俯仰力矩系數(shù)的控制能 力僅0.008。為此，在上述動(dòng)力轉(zhuǎn)接過(guò)程中飛行器無(wú)法依靠舵面來(lái)保持平衡。在X-43A 實(shí)驗(yàn)飛行器上，為了解決這一矛盾，特地在飛行器頭部設(shè)置了 390公斤的配重，其目 的是使飛行器的重心盡量前移并向發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道入口靠攏，以降低發(fā)動(dòng)機(jī)入口氣流整 體偏轉(zhuǎn)所導(dǎo)致的反作用力矩。顯然，這一措施所付出的代價(jià)在未來(lái)具有工程實(shí)用意義 的升力體飛行器上是無(wú)法接受的。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的本發(fā)明為了解決現(xiàn)有升力體飛行器動(dòng)力轉(zhuǎn)接方案中氣動(dòng)力變化劇烈、難以通過(guò)舵面配平，以及轉(zhuǎn)動(dòng)部件驅(qū)動(dòng)功率大等不足，本發(fā)明提供一種用于高超聲速 升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法和實(shí)現(xiàn)該方法的飛行器。
技術(shù)方案本發(fā)明提供了用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法，所述動(dòng)力 轉(zhuǎn)接方法在飛行器的助推過(guò)程中，外界空氣從飛行器的內(nèi)流道進(jìn)口進(jìn)入后，控制部分 空氣從飛行器的內(nèi)流道出口排出，控制另一部分空氣在內(nèi)流道進(jìn)口段以固定的傾角向 下方排出。
本發(fā)明還提供了實(shí)現(xiàn)所述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法的高超聲速升力體飛行器，包括飛行器本 體、唇罩板、發(fā)動(dòng)機(jī)艙、助推器和尾翼，所述飛行器本體與唇罩板之間為空氣流通的 內(nèi)流道，所述唇罩板分為固定式唇罩板以及可水平移動(dòng)的滑動(dòng)式唇罩板，所述固定式 唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板上分別設(shè)置有一組間隔排列的縫隙；所述固定式唇罩板的縫隙 和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙相對(duì)時(shí)，流入內(nèi)流道的部分空氣經(jīng)由固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇 罩板上的縫隙形成的泄流縫排出；所述固定式唇罩板的縫隙和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙相 錯(cuò)時(shí)，唇罩板密閉。
本發(fā)明中，優(yōu)選地，所述固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙與與飛行器軸線方 向的夾角為20。 60。。
本發(fā)明中，所述固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙為等間距分布。
本發(fā)明中，優(yōu)選地，所述固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙數(shù)量各為3 10條。
本發(fā)明中，包括一步進(jìn)電機(jī)，所述滑動(dòng)式唇罩板與所述步進(jìn)電機(jī)的輸出軸連接， 從而控制滑動(dòng)式唇罩板沿固定式唇罩板平面水平滑動(dòng)。所述步進(jìn)電機(jī)與固定式唇罩板 固定連接。當(dāng)然，也可以將步進(jìn)電機(jī)設(shè)置在發(fā)動(dòng)機(jī)的支板內(nèi)。
本發(fā)明中，所述電機(jī)為直線電機(jī)，從而實(shí)現(xiàn)控制滑動(dòng)式唇罩板緊緊貼合固定式唇 罩板水平移動(dòng)。
本發(fā)明中，安裝在固定式唇罩板上的直線電機(jī)與滑動(dòng)式唇罩板相連，并可控制滑 動(dòng)式唇罩板與固定式唇罩板間形成相對(duì)滑動(dòng)，在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道進(jìn)口造成多條可迅速啟 閉的泄流縫，該泄流縫在飛行器助推階段完全開啟，在飛行器進(jìn)入超燃發(fā)動(dòng)機(jī)工作模 式后完全關(guān)閉。具體實(shí)施中，唇罩板的泄流縫一般設(shè)置于飛行器內(nèi)流道進(jìn)口段的喉道 處或者喉道上游。
本發(fā)明中，所述飛行器本體和助推器的連接處與發(fā)動(dòng)機(jī)艙之間設(shè)置有尾噴管縫隙， 所述尾噴管縫隙的高度大于所述內(nèi)流道的喉道的高度。
本發(fā)明的工作原理為在助推階段僅將飛行器前體捕獲的部分氣流在內(nèi)流道進(jìn)口 段以較小的傾角排出，以避免氣柱振蕩。由于這一部分被排出氣流的垂向沖量較小， 且排出的位置也相對(duì)靠后，與飛行器的質(zhì)心較為接近，為此所導(dǎo)致的施加在飛行器上
4的反作用力和力臂均較小，故在動(dòng)力轉(zhuǎn)接過(guò)程中利用滑動(dòng)式唇罩板對(duì)這一部分氣流進(jìn) 行操縱時(shí)對(duì)全機(jī)氣動(dòng)力特性的干擾也較小，可依靠舵面進(jìn)行配平。
有益效果本發(fā)明所述的用于高超聲速升力體飛行器的一種動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法和實(shí)現(xiàn) 所述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法的一種高超聲速飛行器不僅可顯著減小高超聲速飛行器在動(dòng)力轉(zhuǎn)接 過(guò)程中劇烈的氣動(dòng)力特性變化，使飛行器在3。舵偏范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)配平，并可避免內(nèi)流道 的氣柱振蕩，同時(shí)還具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、無(wú)轉(zhuǎn)動(dòng)部件，可依靠小功率直線電機(jī)驅(qū)動(dòng)，可動(dòng) 部件行程小，便于實(shí)現(xiàn)快速響應(yīng)等優(yōu)點(diǎn)。


下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式
對(duì)本發(fā)明做更進(jìn)一步的具體說(shuō)明，本發(fā)明的上述和/ 或其他方面的優(yōu)點(diǎn)將會(huì)變得更加清楚。
圖la和圖lb是現(xiàn)有技術(shù)助推階段和超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開始工作階段的工作示意圖。
圖2a是本發(fā)明整體結(jié)構(gòu)示意圖。
圖2b是本發(fā)明圖2a中助推階段的局部放大圖。
圖2c是本發(fā)明圖2a中超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開始工作階段的局部放大圖。
具體實(shí)施例方式
下面結(jié)合圖2a、圖2b和圖2c對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步說(shuō)明。
本發(fā)明公開了用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法，所述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法在 飛行器的助推過(guò)程中，外界空氣從飛行器的內(nèi)流道進(jìn)口進(jìn)入后，控制部分空氣從飛行 器的內(nèi)流道出口排出，控制另一部分空氣在內(nèi)流道進(jìn)口段以固定的傾角向下方排出。 所述固定的傾角為20°~60°。
如圖2a所示，本發(fā)明還公開了實(shí)現(xiàn)所述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法的高超聲速升力體飛行器， 包括飛行器本體l、唇罩板、發(fā)動(dòng)機(jī)艙5、助推器6和尾翼7，所述飛行器本體、與唇 罩板之間為空氣流通的內(nèi)流道8，所述內(nèi)流道8與飛行器本體1的最下部構(gòu)成內(nèi)流道的 喉道13。所述唇罩板分為固定式唇罩板2以及可水平移動(dòng)的滑動(dòng)式唇罩板3，所述固 定式唇罩板2和滑動(dòng)式唇罩板3上分別設(shè)置有一組間隔排列的固定式唇罩板的縫隙9 以及滑動(dòng)式唇罩板的縫隙10;所述固定式唇罩板的縫隙9和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙10 相對(duì)時(shí)，流入內(nèi)流道的部分空氣經(jīng)由固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板上的縫隙形成的泄 流縫14排出，如圖2b所示；所述固定式唇罩板的縫隙和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙相錯(cuò)時(shí)， 唇罩板密閉，如圖2c所示。所述固定式唇罩板的縫隙9和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙10與 飛行器軸線方向的夾角為20° 60°。所述固定式唇罩板的縫隙9和滑動(dòng)式唇罩板的縫 隙10為等間距分布。所述固定式唇罩板的縫隙9和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙10的數(shù)量各 為3 10條。所述滑動(dòng)式唇罩板3與一步進(jìn)電機(jī)4的輸出軸連接。所述步進(jìn)電機(jī)4與固定式唇罩板2固定連接或發(fā)動(dòng)機(jī)的支板12進(jìn)行固定連接，所述步進(jìn)電機(jī)4為直線電 機(jī)。
本發(fā)明在整個(gè)助推過(guò)程中發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流道的進(jìn)口完全敞開，并在發(fā)動(dòng)機(jī)艙前端設(shè)置 固定式唇罩板2和滑動(dòng)式唇罩板3。其中，固定式唇罩板2較薄、位置固定，滑動(dòng)式唇 罩板3相對(duì)較厚、可沿流向滑動(dòng)，其位置由步進(jìn)電機(jī)4控制。兩板均勻開縫，且縫寬 相同，開縫率均為50%。另外，在助推全程中內(nèi)流道的出口也部分敞開，即飛行器本 體1與助推器6之間為連接部，所述連接部與發(fā)動(dòng)機(jī)艙5之間設(shè)置有尾噴管縫隙11， 以協(xié)助排泄內(nèi)流道進(jìn)口所捕獲的空氣流量。為避免在尾噴管附近形成二喉道，導(dǎo)致氣 流振蕩，本發(fā)明中，尾噴管縫隙ll的高度要大于內(nèi)流道的喉道13的高度。
本發(fā)明中，所述的固定式唇罩板2和滑動(dòng)式唇罩板3之間平面密封接觸，確保當(dāng) 固定式唇罩板的縫隙9和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙10位置相錯(cuò)，超燃沖壓工作時(shí)，內(nèi)流道 空氣不會(huì)泄漏至飛行器外部。當(dāng)然，為了便于滑動(dòng)式唇罩板的水平移動(dòng)，減少摩擦， 可以在滑動(dòng)式唇罩板3的兩個(gè)側(cè)面安裝滑軌。
在助推階段，固定式唇罩板2和滑動(dòng)式唇罩板3的相對(duì)位置如圖2b所示，在唇罩 上形成多個(gè)泄流通道，氣流在此溢出。這樣即可消除因內(nèi)流道進(jìn)口封堵而形成的封堵 面高壓，使飛行器的壓心不至于過(guò)分靠前，同時(shí)又可避免氣流在內(nèi)腔體往復(fù)運(yùn)動(dòng)導(dǎo)致 諧振。當(dāng)發(fā)動(dòng)機(jī)接力過(guò)程開始時(shí)，步進(jìn)電機(jī)控制滑動(dòng)唇罩板向前滑動(dòng)，直至上、下兩 層板完全錯(cuò)開并相互遮蔽，使唇罩處于完全關(guān)閉狀態(tài)如圖2c所示，氣流即可順進(jìn)氣道 流道進(jìn)入下游燃燒室，超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火工作，動(dòng)力轉(zhuǎn)接過(guò)程完成。
本發(fā)明還結(jié)合某升力體飛行器進(jìn)行了應(yīng)用，該升力體飛行器以超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為 主要?jiǎng)恿?，并采用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行助推。該飛行器的巡航馬赫數(shù)為6.0，動(dòng)力轉(zhuǎn)接馬赫 數(shù)為4.0。數(shù)值模擬結(jié)果表明，若采用常規(guī)的轉(zhuǎn)動(dòng)唇罩板方案進(jìn)行動(dòng)力轉(zhuǎn)接，當(dāng)可轉(zhuǎn)動(dòng) 唇罩板由上限位置轉(zhuǎn)到下限位置時(shí)，飛行器的全機(jī)阻力系數(shù)下降45%，升力系數(shù)下降 65%，俯仰力矩系數(shù)下降0.016，其氣動(dòng)力特性變化劇烈，難以依靠偏轉(zhuǎn)舵面將飛行器 配平。而當(dāng)采用本發(fā)明所公開的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法之后，動(dòng)力轉(zhuǎn)接前后，飛行器的全機(jī)阻 力系數(shù)下降12%，升力系數(shù)下降31%，俯仰力矩系數(shù)下降0.003，僅需3。以下的舵面偏 轉(zhuǎn)即可將飛行器配平。
本發(fā)明提供了用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法和飛行器，具體實(shí)現(xiàn)該 技術(shù)方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于
本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改 進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。本實(shí)施例中未明確的各組成 部份均可用現(xiàn)有技術(shù)加以實(shí)現(xiàn)。
權(quán)利要求
1、一種用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法，其特征在于，在飛行器的助推過(guò)程中，外界空氣從飛行器的內(nèi)流道進(jìn)口進(jìn)入后，控制部分空氣從飛行器的內(nèi)流道出口排出，控制另一部分空氣在內(nèi)流道進(jìn)口段以固定的傾角向下方排出。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法，其特征在 于，所述固定的傾角為20。 60。。
3、 一種實(shí)現(xiàn)權(quán)利要求1所述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法的高超聲速升力體飛行器，包括飛行器 本體(1)、唇罩板、發(fā)動(dòng)機(jī)艙(5)、助推器(6)和尾翼(7)，所述飛行器本體(1) 與唇罩板之間為空氣流通的內(nèi)流道，其特征在于，所述唇罩板分為固定式唇罩板(2) 以及可水平移動(dòng)的滑動(dòng)式唇罩板(3)，所述固定式唇罩板(2)和滑動(dòng)式唇罩板(3) 上分別設(shè)置有一組間隔排列的縫隙；所述固定式唇罩板的縫隙和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙 相對(duì)時(shí)，流入內(nèi)流道的部分空氣經(jīng)由固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板上的縫隙形成的泄 流縫(14)排出；所述固定式唇罩板的縫隙和滑動(dòng)式唇罩板的縫隙相錯(cuò)時(shí)，唇罩板密 閉。
4、 根據(jù)權(quán)利要求3所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，所述固定式唇罩 板(2)和滑動(dòng)式唇罩板(3)的縫隙與飛行器軸線方向的夾角為20。 60。。
5、 根據(jù)權(quán)利要求3或4所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，所述固定式 唇罩板(2)和滑動(dòng)式唇罩板(3)的縫隙為等間距分布。
6、 根據(jù)權(quán)利要求5所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，所述固定式唇罩 板(2)和滑動(dòng)式唇罩板(3)的縫隙數(shù)量各為3 10條。
7、 根據(jù)權(quán)利要求3或4或5所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，包括一 步進(jìn)電機(jī)(4)，所述滑動(dòng)式唇罩板(3)與所述步進(jìn)電機(jī)(4)的輸出軸連接。
8、 根據(jù)權(quán)利要求7所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，所述步進(jìn)電機(jī)(4) 與固定式唇罩板(2)固定連接。
9、 根據(jù)權(quán)利要求7所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，所述步進(jìn)電機(jī)(4) 為直線電機(jī)。
10、 根據(jù)權(quán)利要求7所述的高超聲速升力體飛行器，其特征在于，所述飛行器本 體(1)和助推器(6)的連接處與發(fā)動(dòng)機(jī)艙(5)之間設(shè)置有尾噴管縫隙(11)，所述 尾噴管縫隙(11)的高度大于所述內(nèi)流道的喉道(13)的高度。
全文摘要
本發(fā)明提供了一種用于高超聲速升力體飛行器的動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法，所述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法在飛行器的助推過(guò)程中，外界空氣從飛行器的內(nèi)流道進(jìn)口進(jìn)入后，部分空氣從飛行器的內(nèi)流道出口排出，另一部分空氣在內(nèi)流道進(jìn)口段以固定的傾角向下方排出。本發(fā)明還提供了一種實(shí)現(xiàn)上述動(dòng)力轉(zhuǎn)接方法的高超聲速升力體飛行器，該飛行器的唇罩板分為固定式唇罩板和滑動(dòng)式唇罩板，所述唇罩板上均設(shè)置有一組間隔排列的縫隙，并在直線電機(jī)的控制下可相對(duì)滑動(dòng)，在內(nèi)流道下方形成多條可迅速啟閉的泄流縫。所述泄流縫在助推階段完全開啟，在超燃發(fā)動(dòng)機(jī)工作時(shí)完全關(guān)閉。本發(fā)明可顯著減小飛行器在動(dòng)力轉(zhuǎn)接過(guò)程中劇烈的氣動(dòng)力特性變化，在3°舵偏范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)飛行器的配平。
文檔編號(hào)B64G1/22GK101575012SQ20091003286
公開日2009年11月11日 申請(qǐng)日期2009年6月4日 優(yōu)先權(quán)日2009年6月4日
發(fā)明者姝 孫, 李光勝, 李留剛, 李程鴻, 譚慧俊 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)