本设计方法针对超音速滑翔巡航一体化乘波飞行器,专注于其前体与进气道结构。依据新型弹道方案,为满足超音速滑翔-巡航飞行器的广泛高效飞行需求,提出了一种创新的超音速飞行器设计,以优化飞行性能和效率。
背景技术
高超声速临近空间飞行器是一类以高超声速在临近空间飞行的飞行器,飞行高度介于航空飞行器与航天飞行器之间,处于防空武器和轨道拦截器作战盲区,其军事应用价值巨大。
临近空间的重要战略意义促进了针对这一空间飞行器的发展。这类飞行器按照其自身是否携带动力可分为无动力滑翔和带动力巡航两种。这两种飞行器各有优缺点,对于无动力滑翔飞行器,其不带有燃料和发动机,结构设计和气动布局较为简单,且飞行试验容易实现,但是无动力导致其机动性能较差;对于带动力高超声速巡航飞行器,能够在飞行时实现机动,控制性能得到提高,同时可以延长飞行器射程。传统带动力的高超巡航飞行器由助推器送到 100 多公里的大气层外,再进行弹道式再入。这样造成近地点航迹倾角过大、过载太大和热力学环境较差等问题。基于两种飞行方案的不足,美国提出的IH计划将滑翔与巡航飞行方案的优势结合起来,采用这一飞行方案的飞行器携带动力系统, 以高超声速无动力滑翔,在滑翔阶段的末端开启冲压发动机进行巡航飞行,提高飞行器在飞行轨迹末端的机动性能。
临近空间新型飞行方案的提出,对飞行器的气动性能提出了更高的要求。为了满足在这一领域的需求,临近空间飞行器通常采用具备优良升阻比的气动构型(呼卫军,周军.临近空间飞行器拦截策略与拦截武器能力分析[J].现代防御技术,2012,40(1).)。其中,乘波飞行器凭借其出色的气动性能,在未来的工程应用中展现出更加广阔的前景。目前单独针对滑翔、巡航飞行方案的研究开展较多,部分成功完成了飞行演示。然而局限于“单点设计”的乘波式气动布局难以满足高超声速滑翔-巡航飞行器新型弹道方案对在宽速域、泛空域始终保持优异气动性能的需求,当前主流的通过变几何构型来满足多工作点性能要求的方式,尽管有效,但也显著增加了结构复杂性和机体质量,从而对高效飞行的实现形成了障碍。综上,亟需开展对滑巡一体乘波飞行器方面的研究。目前仅有少数学者开展了将两种飞行方案相结合的乘波飞行器设计研究,旨在实现大范围内的高效飞行。丁峰基于锥导理论设计了能在两个不同的马赫下均具有乘波性能的构型(丁峰.高超声速滑翔-巡航两级乘波设计方法研究[D]:[硕士].长沙:国防科学与技术大学: 2012.),但锥导法的激波出口型线只能是圆弧,进气道入口外形受到限制,不利于乘波体与进气道的一体化设计。国防科技大学的王庆文基于吻切锥理论采用两级乘波体设计,提出了在滑翔阶段通过带整流罩气动外形实现高马赫数乘波,在巡航阶段抛掉整流罩后以乘波前体实现低马赫数乘波的设计思想(王庆文.基于吻切理论的两级乘波体设计[D].长沙:国防科技大学,2015)。尽管这些研究取得了重要进展,但在实际应用中仍存在一些局限性。例如,大部分研究更多聚焦于外流乘波体的设计,忽视实际任务飞行需求中的内流研究。此外,采用背驮式组合的两级乘波体设计面临多重挑战,包括两级之间的激波干扰、内外流相互干扰问题,以及由于迎风面积增大带来的增阻等负面影响。这些问题都限制了设计方案的整体性能优化。
实现思路