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申请/专利权人：中国科学院力学研究所

摘要：本发明涉及一种旁侧进气高速飞行器，包括机体，机体的下方设有下翼面，机体的上方设置有高压捕获翼，机体的内部设置有吸气式发动机，吸气式发动机的前端设有进气口；下翼面的下方从前至后顺次设置有锥体和气体流道；锥体从飞行器的前方向飞行器后方和下方延伸，且锥体的宽度小于对应的下翼面的宽度；气体流道位于锥体的两侧，吸气式发动机的进气口位于气体流道的后方，本发明将吸气式发动机安装在下翼面的下方，机体腹部空间得以释放，可以完全作为升力面使用；将进气口置于飞行器前端两侧，可采用乘波前体设计，充分利用乘波体的均匀压缩特性，一方面可以有效提升发动机的性能，另一方面采用乘波前体也可有效提升整机升阻比特性。

主权项：1.一种旁侧进气高速飞行器，包括机体1，所述机体1的下方设有下翼面2，所述机体1的上方设置有高压捕获翼3，其特征在于：所述机体1的内部设置有吸气式发动机5，所述吸气式发动机5的前端设有进气口6；所述下翼面2的下方从前至后顺次设置有锥体21和气体流道22；所述锥体21从飞行器的前方向飞行器后方和下方延伸，且所述锥体21的宽度小于对应的下翼面2的宽度；所述气体流道22位于锥体21的两侧，所述吸气式发动机5的进气口6位于气体流道22的后方。

全文数据：一种旁侧进气高速飞行器技术领域本发明实施例涉及高速飞行器装置技术领域，具体涉及一种旁侧进气高速飞行器。背景技术高速飞行器主要指各类超音速或高超音速飞行器。通常把马赫数M为1.2～5.0的飞行称为超音速飞行；马赫数M大于5.0的飞行称为高超音速飞行。新型高速飞行器构型设计是目前飞行器研制的热点问题，尤其是带动力的高升阻比构型设计。现有技术中，一类是无动力的滑翔飞行器，通过在飞行器上方布置上置式捕获翼，可以有效提升升阻比，例如CN103350750A，其在飞行器机体的上方设置有高压捕获翼；再比如CN104354852A公开了一种高速飞行器，其具有上置翼，其实质也是高压捕获翼。但上述专利的高压捕获翼基本为圆弧结构，不易安装固定，且易于变形，需要比较高的加工精度。另一类高速飞行器则主要配置发动机，然而发动机虽然能够提供动力，但是由于自重和体积较大，导致飞行器容量有限，难以满足远程、快速、大容量的运输需求。目前，还没有将高压捕获翼和吸气式发动机同时用于高速飞行器的研究，特别是对于吸气发动机的布置方式，对于整个飞行器的性能都有重要的影响。另一方面，高压捕获翼本身的结构设计也直接影响着飞行器的性能，虽然其在一定条件下能够提供升力补偿，但同时也会使机体的阻力和重量增加。因此，高压捕获翼的翼型设计至关重要。发明人曾提出了一种捕获翼的构型，在学术论文“HypersonicI-shapedaerodynamicconfigurations，ScienceChinaPhysics，mechanics&Astronomy，vol.61No.2，2018”的图1中，展示了一种捕获翼的大致形状，其前侧采用后掠式设计，尾部具有大的支撑面，而对于高速飞行器而言，高压捕获翼的尾部附近为低压区，不仅不能产生升力，还会由于自身的湿润面积带来一定的摩擦阻力，因此，其气动性能并不高。对于高超声速飞行器而言，由于强激波的存在，压差阻力急剧增加，导致升阻比性能下降，因此高速飞行器的机翼一般采用大后掠设计。发明内容为此，本发明实施例提供一种旁侧进气高速飞行器，以解决现有技术中由于强激波的存在，导致升阻比性能下降的问题。为了实现上述目的，本发明实施例提供如下技术方案：一种旁侧进气高速飞行器，包括机体，所述机体的下方设有下翼面，所述机体的上方设置有高压捕获翼，所述机体的内部设置有吸气式发动机，所述吸气式发动机的前端设有进气口；所述下翼面的下方从前至后顺次设置有锥体和气体流道；所述锥体从飞行器的前方向飞行器后方和下方延伸，且所述锥体的宽度小于对应的下翼面的宽度；所述气体流道位于锥体的两侧，所述吸气式发动机的进气口位于气体流道的后方。本发明实施例的特征还在于，从所述机体的侧面看，所述吸气式发动机的进气口的外侧逐渐收敛，整体上呈三角形状，且所述进气口的后方与下翼面光滑过渡连接。本发明实施例的特征还在于，所述下翼面的下方还设置有下壳体，所述下壳体将气体流道完全包裹于机体内部。本发明实施例的特征还在于，所述飞行器前端形成压缩激波，所述吸气式发动机的进气口位于所述压缩激波之后。本发明实施例的特征还在于，所述吸气式发动机为冲压发动机。本发明实施例的特征还在于，所述高压捕获翼具有对称构型，其在水平面上的投影，沿着前后方向具有对称轴线，在所述对称轴线上，将高压捕获翼的最前端定义为A点，从A点开始沿着光滑曲线向两侧后掠，到达侧面的最远点B点，A点和B点之间的连线与水平线的夹角为第一夹角α，并且30°50°。而高压捕获翼3不同于常规机翼，它是利用机体上表面压缩所产生的高压来增加升力，因此，高压捕获翼3前缘线不仅要综合考虑减小波阻，也要考虑尽可能多地捕获高压区，所以后掠程度相对于传统的超高声速飞行器的机翼较小。本实施方式中，机翼采用后掠形式，30°α50°，既可以有效减小波阻，也可以有效捕获高压区。此外，相对于现有技术，高压捕获翼3的尾部也采用类似燕尾形的后掠式设计，45°β90°。具有以下优点：尾部对称面附近为低压区，不仅不能产生升力，还会由于自身的湿润面积带来一定的摩擦阻力，采用这种燕尾形可以更有效的利用高压区；将对称面尾部截掉后可减轻结构质量，翼面积减小，可使结构强度增加；采用燕尾形，使高压区更加集中于高压捕获翼3中间位置，使压心位置靠前，更容易实现配平。虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施例对本发明作了详尽的描述，但在本发明基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本发明精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本发明要求保护的范围。

权利要求：1.一种旁侧进气高速飞行器，包括机体1，所述机体1的下方设有下翼面2，所述机体1的上方设置有高压捕获翼3，其特征在于：所述机体1的内部设置有吸气式发动机5，所述吸气式发动机5的前端设有进气口6；所述下翼面2的下方从前至后顺次设置有锥体21和气体流道22；所述锥体21从飞行器的前方向飞行器后方和下方延伸，且所述锥体21的宽度小于对应的下翼面2的宽度；所述气体流道22位于锥体21的两侧，所述吸气式发动机5的进气口6位于气体流道22的后方。2.根据权利要求1所述的一种旁侧进气高速飞行器，其特征在于：从所述机体1的侧面看，所述吸气式发动机5的进气口6的外侧逐渐收敛，整体上呈三角形状，且所述进气口6的后方与下翼面2光滑过渡连接。3.根据权利要求1所述的一种旁侧进气高速飞行器，其特征在于：所述下翼面2的下方还设置有下壳体23，所述下壳体23将气体流道22完全包裹于机体1内部。4.根据权利要求1所述的一种旁侧进气高速飞行器，其特征在于：所述飞行器前端形成压缩激波4，所述吸气式发动机5的进气口6位于所述压缩激波4之后。5.根据权利要求1所述的一种旁侧进气高速飞行器，其特征在于：所述吸气式发动机5为冲压发动机。6.根据权利要求1所述的一种旁侧进气高速飞行器，其特征在于：所述高压捕获翼3具有对称构型，其在水平面上的投影，沿着前后方向具有对称轴线7，在所述对称轴线7上，将高压捕获翼3的最前端定义为A点，从A点开始沿着光滑曲线向两侧后掠，到达侧面的最远点B点，A点和B点之间的连线与水平线的夹角为第一夹角α，并且30°α50°。7.根据权利要求6所述的一种旁侧进气高速飞行器，其特征在于：所述高压捕获翼3的后部采用燕尾形的后掠式设计，高压捕获翼3侧部从最远点B点沿着直线往后延伸至C点，对称轴线7上的最末端点定义为D点，C点和D点之间的连线与对称轴线7的夹角为第二夹角β，45°β90°。

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