[发明专利]升力补偿型高速飞行器

说明书

技术领域

本发明涉及各类高速飞行器，尤其涉及不同动力或无动力滑翔类超/高超声速飞行器的高升力/高升阻比构型设计。

背景技术

新型高速飞行器构型设计是目前飞行器研制的热点问题。高速飞行器主要指各类超声速/高超声速飞行器。这类飞行器一般采用冲压发动机（在飞行马赫数大于5的高超声速飞行条件下一般考虑采用超燃冲压发动机）、火箭发动机作为动力。高速飞行器亦包括无动力高速滑翔飞行器。本发明所提出的高压区捕获翼增升装置可用于上述各类飞行器的气动性能改善。

在高速飞行条件下，由于激波阻力和摩擦阻力急剧增加，致使飞行器的气动性能急剧下降，其典型表现为遭遇所谓“升阻比屏障”。乘波体是目前公认的气动性能相对较好的高速飞行器构型方案，在设计条件下，高速飞行时前缘激波附着于飞行器的边缘，激波后的高压区被完全包裹于飞行器的下表面，这样可以获得较大的升阻比。然而，乘波构型在实用化方面仍面临许多困难。首先，乘波构型通过流线追踪方式获得，其压缩面为非规则曲面，这给制造、稳定性、控制等方面均带来了较大的麻烦。其次，乘波构型厚度相对较薄，其内部空间较小，实际使用中很难获得足够的容积装载载荷。

对于高速飞行器而言，其必须实现的功能之一是远程快速输运。因此，足够的内部容积是必须满足的一个指标，且在一定范围内，该指标越高越好。然而，容积的约束与飞行器的气动性能、载荷等直接耦合。首先，内部容积的增加一般会导致飞行器迎流面积的增加，进而导致飞行器的阻力剧增，且随着飞行马赫数的升高这种效应愈发明显。其次，内部容积的增加必然导致飞行器的载荷（重量）增加，这就需要飞行器足有足够的升力来维持巡航段的稳定飞行。

对于上述问题，目前的一种较为通用的做法是对气动性能和容积间进行折中和平衡。即飞行器的机体采用容积率较高的锥体（或锥体/柱体拼接）的形式保证达到容积指标要求，同时尽可能减小迎流面积。气动性能指标则依靠飞行器下部采用合理的压缩面实现。在实际飞行中，通过合理的选择飞行攻角来实现各项指标的平衡。

采用上述设计可以获得相对较好的综合指标。然而，在这种方式下，飞行器的气动性能几乎完全依赖于压缩面的设计。一旦压缩面的形状给定后，其升力和阻力仅能依靠调整飞行攻角改变。依据Breguet巡航方程可知，在巡航飞行状态下（即升力/重力匹配，推力/阻力匹配），飞行器的航程与其升阻比呈正比。在上述设计理念中，飞行攻角在一定范围内增加可以使升力和升阻比均获得提高，但必须以阻力的大幅增加为代价，这亦给推阻匹配设计增加了难度。另外，尽管采用乘波构型可以在较小的飞行攻角条件下减小阻力并获得较大的升阻比，但这两项指标的提高是以牺牲容积指标和升力指标为代价获得的。

发明内容

本发明的目的在于提供一种能够大幅度提高升力的升力补偿型高速飞行器。

本发明的一种升力补偿型高速飞行器包括：

飞行器机体，所述飞行器机体具有前体，该前体至少上壁面形成为楔形；

高压捕获翼，设置在所述飞行器机体上，用于捕获经过所述前体后形成的高气压，从而产生对所述飞行器的升力。

优选地，所述高压捕获翼沿所述飞行器机体体轴方向延伸。

优选地，所述高压捕获翼的前沿延伸至所述飞行器机体的前缘激波稍后的位置。

优选地，所述高压捕获翼的后沿延伸至机体膨胀段或尾缘膨胀波的前马赫线位置。

本发明通过在飞行器机体上设置能够捕获经过楔形前体后形成的高气压的高压捕获翼，从而能够大幅度飞行器的升力。

附图说明

图1为高压区捕获翼的设计原理图；

图2为采用高压区捕获翼设计的飞行器三维效果图；

图3为采用高压区捕获翼设计的飞行器三视图；

图4为实例一的飞行器三维外形图；

图5为实例一的对称面压力分布等值线；

图6为实例一的高压区捕获翼下壁面压力分布等值线；

图7为实例二的飞行器三维外形图；

图8为实例二的对称面压力分布等值线；

图9为实例二的高压区捕获翼下壁面压力分布等值线；

图10为实例三的飞行器三维外形图；

图11为实例三的对称面压力分布等值线；

图12为实例三的高压区捕获翼下壁面压力分布等值线；

图13为实例四的飞行器三维外形图；

图14为实例四的对称面压力分布等值线；

图15为实例四的高压区捕获翼下壁面压力分布等值线。

具体实施方式