[发明专利]一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型

说明书

本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，广义静音锥包括广义静音锥前段和广义静音锥后段；广义静音锥前段的上表面与广义静音锥后段的上表面、后段的上表面和机身的上表面、后段的下表面和机身的下表面在相接位置光滑过渡连接，广义静音锥前段下表面与后段下表面在相接位置处呈现拐折。优点：(1)本发明设计的广义静音锥前段和后段下表面分别产生激波与膨胀波，传播到地面过程中不会与其后的波系发生合并，可有效降低声爆强度；(2)相比于传统静音锥，本发明能够减少激波阻力，提高气动特性；(3)相比于传统静音锥，本发明无需收放机构，可降低结构重量。因此本发明设计的广义静音锥能够更好满足超声速民机低声爆低阻要求。

技术领域

本发明属于超声速飞机声爆抑制技术领域，具体涉及一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型。

背景技术

声爆是制约超声速民机投入商业运营的瓶颈问题。为了将地面声爆强度降低到人们可接受的水平，使超声速民机投入商业运营，国内外研究人员从上世纪60年代就开展了大量的研究。其中，本世纪初美国湾流公司Howe提出了机头静音锥技术(专利号US6698684)，是一种行之有效的声爆抑制技术。机头静音锥技术是通过在超声速飞机头部添加多段细长杆组合而成的装置，可实现声爆抑制，其抑制声爆的机理为：利用这些细长杆产生的多道弱激波代替传统飞机头部产生的一道强激波，且在传播到地面的过程中不发生汇聚。这样不仅降低地面波形机头激波的强度，还能够大幅增加头激波的上升时间，从而降低声爆强度大小。

然而，尽管传统静音锥能够有效降低地面声爆强度，但其上表面产生的激波强度较强，一定程度上增加了阻力，影响了超声速民机的气动性能。此外，对于大型超声速民机，传统静音锥的长度较长，且在亚声速与超声速飞行状态之间需要收放，对结构带来不利的影响。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，可有效解决上述问题。

本发明采用的技术方案如下：

本发明提供一种针对超声速民机的广义静音锥气动布局构型，包括广义静音锥；所述广义静音锥关于飞机对称面对称，所述广义静音锥位于超声速飞机机身(3)的前方；

所述广义静音锥包括广义静音锥前段(1)和广义静音锥后段(2)；所述广义静音锥前段(1)的上表面与所述广义静音锥后段(2)的上表面在相接位置处光滑过渡连接；所述广义静音锥后段(2)的上表面和所述超声速飞机机身(3)的上表面在相接位置处光滑过渡连接；

所述广义静音锥前段(1)的下表面与所述广义静音锥后段(2)的下表面在相接位置处呈现向下凸起的拐折；所述广义静音锥后段(2)的下表面和所述超声速飞机机身(3)的下表面在相接位置处光滑过渡连接；

其中：

所述广义静音锥前段(1)为鸭嘴形状，所述广义静音锥前段(1)的前段纵向截面(6)为上平下凸的扁平形状；所述广义静音锥后段(2)为细长筒状形状，所述广义静音锥后段(2)的后段纵向截面(7)为类椭圆形状。

优选的，所述广义静音锥前段(1)具有前段右侧轮廓线(C₁)、前段左侧轮廓线(C₂)、前段上轮廓线(C₃)和前段下轮廓线(C₄)；

所述前段右侧轮廓线(C₁)、所述前段左侧轮廓线(C₂)、所述前段上轮廓线(C₃)和所述前段下轮廓线(C₄)的前端部相交于一点，形成所述广义静音锥前段(1)的尖部端点(P₀)；