一种硼基冲压推进跨介质飞行器 专利技术说明

其他产品的制造及其应用技术1.本发明涉及跨介质飞行器领域，尤其涉及一种硼基冲压推进跨介质飞行器。背景技术：2.现阶段，常用的海洋战场武器主要有鱼雷与反舰导弹，鱼雷作为一种主要的水下攻防武器，具有打击威力大、隐蔽性好、命中率高、抗干扰能力强等优点；导弹具有航程长、速度快、机动性强等优势。然而，随着现代攻防技术的发展，常规的在单一介质中航行的飞行器(导弹/鱼雷)，已经越来越难以高效突破舰队反导网络。因此，跨介质飞行器的概念被提出。3.跨介质飞行器相比单一介质飞行器而言，兼备空中飞行速度快、水下隐蔽效果好的特点，可有效增强武器的机动性、灵活性和规避能力，并具有快速发射和响应的能力，适合执行各种复杂任务，具有非常广阔的应用前景。4.当前已有的跨介质飞行器以反潜导弹和火箭助飞鱼雷为主。国内外针对跨介质飞行器的研究主要包括变体结构设计及跨介质推进技术两个方面。常见的变体结构设计主要包括折叠机翼、变后掠机翼及仿生翼等，通过改变其翼型结构适用于空中与水下航行，用于低速低空等场景。常用的跨介质推进技术有热电组合动力系统、冲压动力系统等。5.现有的变构型跨介质飞行器，通过改变其翼型结构适用于空气中与水中航行，一般用于特定作业场景，作业能力有限，适用于低速低空等工况。此外，飞行器结构也较复杂，作为海洋战场武器毁伤能力十分有限。6.现有的采用热电组合动力系统的跨介质飞行器，由于跨介质飞行器机身限制电池容量，导致跨介质飞行器水下动力功率较低、续航能力难以满足设计需求。例如，美国国防高级研究计划局提出的“潜水飞机”计划，其分别采用涡轮风扇发动机用以提供空中动力、螺旋桨电机为水下航行提高动力系统。7.现有的反潜导弹和火箭助飞鱼雷跨介质飞行器由于采用火箭发动机助推与借助降落伞入水的方式，导致其存在航程短、比冲低、跨域缓慢、易拦截等问题，例如，澳大利亚的依卡拉反潜导弹和美国的“海长矛”火箭助飞鱼雷。采用火箭发动机助推与借助降落伞入水的方式实现跨介质飞行。8.现有开展的基于冲压发动机的新型跨介质飞行器，主要针对动力方案的研究，且大都处于单一工作环境的研究，代表性的为固体冲压发动机工作特性研究和水冲压发动机工作特性研究。例如，陈文武等提出了一种新型跨介质发动机方案，使用同一金属基(镁铝)固体推进剂，在空中以空气作为氧化剂采用固体火箭冲压发动机工作模式，在水中以水作为氧化剂采用水冲压发动机模式，并对典型工况下发动机的理论性能进行了计算。石磊等提出了一种空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹，采用复合镁棒作为燃料，在空中采用氧气及自身携带的液体氧化剂与镁棒产生的富燃燃气反应产生推力，在水中则直接进水与镁棒反应产生推力。杜泉等设计的跨介质冲压发动机具备多频次跨越水空、在马赫数0～4下飞行、水下高速航行的能力。周凌等基于冲压发动机设计了一种跨介质动力系统方案，采用铝基和镁基金属推进剂作为跨介质动力系统的能量来源，在燃气发生器的设计中采用环形嵌套式(并联)燃气发生器布置方案。9.[1]陈文武,黄利亚,夏智勋,李鹏飞.跨介质冲压发动机理论性能与工作参数分析[j].航空学报,2020,41(11):202-211.[0010][2]杜泉,王玉峰,呼延霄,莫建伟,陈磊,朱显昊,李江涵.一种宽域多频次跃水空涡轮冲压组合发动机及其控制方法[p].陕西省：cn114439645a,2022-05-06.[0011][3]石磊,杨一言,金秉宁,肖波,何国强.一种空气水冲压组合跨介质反舰反潜导弹[p].陕西省：cn113108654b,2021-11-23.[0012][4]周凌.跨介质动力系统方案分析与模态转换研究[d].哈尔滨工程大学,2021.doi:10.27060/d.cnki.ghbcu.2021.000535.技术实现要素：[0013]本发明的目的在于提供一种硼基冲压推进跨介质飞行器。[0014]为实现上述发明目的，本发明提供一种硼基冲压推进跨介质飞行器，包括：空化装置、辅助舱段、燃气发生装置、分离装置、助推舱段和导引装置；[0015]所述空化装置、所述辅助舱段、所述燃气发生装置、所述分离装置和所述助推舱段相互同轴设置；其中，所述空化装置连接在所述辅助舱段的头部，所述燃气发生装置连接在所述辅助舱段的尾部，所述分离装置可分离的连接在所述燃气发生装置的尾部，所述助推舱段连接在所述分离装置的尾部；[0016]所述导引装置设置在所述空化装置内；[0017]所述辅助舱段的头部设置有可分离的整流罩，且所述空化装置位于所述整流罩内部；[0018]所述燃气发生装置中填充有硼基固体推进剂；[0019]所述助推舱段填充有助推剂；[0020]当所述硼基冲压推进跨介质飞行器由空中飞行转至水中航行时，所述分离装置和所述助推舱段与所述燃气发生装置分离。[0021]根据本发明的一个方面，所述硼基冲压推进跨介质飞行器在空中飞行过程中包括：助推阶段、巡航阶段和滑翔阶段；[0022]当处于所述助推阶段时，所述助推舱段燃烧所述助推剂提供动力；[0023]当处于所述巡航阶段时，所述燃气发生装置燃烧部分所述硼基固体推进剂产生一次燃气，且所述一次燃气在所述助推舱段与通入的空气混合的二次燃烧后提供动力；[0024]当处于所述巡航阶段时，所述燃气发生装置关机；[0025]所述硼基冲压推进跨介质飞行器在水下航行过程中，所述整流罩与所述辅助舱段分离，所述燃气发生装置燃烧所述硼基固体推进剂产生一次富燃燃气，且所述一次富燃燃气在所述燃气发生装置与通入的水掺混反应后提供动力。[0026]根据本发明的一个方面，所述辅助舱段和所述燃气发生装置处于同一筒状外壳内；[0027]所述分离装置采用爆炸螺栓与所述筒状外壳的端部相连接；[0028]所述分离装置包括：环形的中空主体和设置在所述中空主体中的信号发生器；[0029]所述信号发生器与所述爆炸螺栓相连接。[0030]根据本发明的一个方面，所述辅助舱段包括：依次同轴设置的战斗部和电源；[0031]所述燃气发生装置包括：依次同轴设置的水冲压燃气发生器、固冲燃气发生器和第一尾喷管；[0032]所述第一尾喷管上设置有第一流量调节阀；[0033]所述水冲压燃气发生器包括：第一中空容器，设置在所述第一中空容器头部的第一点火器，设置在所述第一中空容器尾部的中间喷管；[0034]所述第一中空容器中填充有硼基固体推进剂；[0035]所述第一点火器与所述电源相连接；[0036]所述中间喷管设置有第二流量调节阀；[0037]所述固冲燃气发生器包括：第二中空容器，第二点火器，设置在所述第二中空容器外侧的多个可折叠尾翼装置；[0038]所述第二中空容器头部与所述中间喷管相连通，其尾部与所述第一尾喷管相连通；[0039]所述第二中空容器中填充有硼基固体推进剂；[0040]所述可折叠尾翼装置位于所述第二中空容器的尾端，且沿所述第二中空容器的周向等间隔的设置；[0041]所述筒状外壳的侧壁上与所述可折叠尾翼装置相对应的设置有开口。[0042]根据本发明的一个方面，所述空化装置包括：圆锥空化器，与所述圆锥空化器同轴连接的导流碗结构，与所述导流碗结构相连接的流量控制装置，与所述流量控制装置相连接的气液传输组件；[0043]所述气液传输组件与所述第二中空容器相连通；[0044]所述流量控制装置位于所述筒状外壳内，且所述流量控制装置在所述辅助舱段的前侧设置。[0045]根据本发明的一个方面，所述圆锥空化器包括：锥帽部分、锥底部分和中间隔板；[0046]所述锥帽部分大直径端与所述锥底部分固定连接；[0047]所述中间隔板与所述锥底部分具有间隔的设置在所述锥帽部分内，用于在所述中间隔板和所述锥帽部分之间围成安装所述导引装置的安装空腔，以及在所述中间隔板和所述锥底部分之间围成进水腔；[0048]在所述中间隔板和所述锥底部分之间的所述锥帽部分上间隔的设置有多个用于连通所述进水腔的进水口；[0049]所述锥底部分的中心位置设置有用于连通所述进水腔的出水口。[0050]根据本发明的一个方面，所述导流碗结构包括：连接主体和多个碗状导流部分；[0051]沿所述连接主体的轴向，多个所述碗状导流部分间隔的设置；[0052]所述连接主体设置有进水流道和出气腔；[0053]所述进水流道与所述连接主体同轴设置，且贯穿其相对的两端；[0054]所述出气腔与所述进水流道同轴的设置在所述进水流道的周围，且所述出气腔与所述进水流道相互隔离的设置；[0055]在所述连接主体的径向外侧壁上设置有用于连通所述出气腔的出气孔，在所述连接主体的轴向后端设置有用于连通所述出气腔的进气孔；[0056]沿远离所述圆锥空化器的方向相邻所述碗状导流部分的径向尺寸依次增大的设置，以及，所述碗状导流部分和所述出气孔依次交替的设置。[0057]根据本发明的一个方面，所述流量控制装置包括：第一安装壳体，第二安装壳体，水流量控制单元和空化气流量控制单元；[0058]所述第一安装壳体整体呈中空的锥形体，其小直径端具有连接开口，其大直径端设置有进气连接口和出水连接口；[0059]所述第二安装壳体为轴对称中空结构，其与所述第一安装壳体同轴的设置在所述第一安装壳体内，其一端为与所述第一安装壳体底部固定连接的壳体固定端，另一端为壳体对接端；[0060]所述第一安装壳体与所述第二安装壳体围成用于安装所述空化气流量控制单元的第一安装腔；[0061]所述第二安装壳体的中空部构成安装所述水流量控制单元的第二安装腔；[0062]所述第二安装壳体的壳体对接端设置有进水对接开口，且其超出所述连接开口设置；[0063]所述第二安装壳体的壳体固定端设置有连接通道，用于连通所述第二安装腔和所述出水连接口；[0064]所述第二安装壳体的壳体对接端与所述连接开口同轴且具有间隔的设置，且在所述壳体对接端与所述连接开口之间构成连通所述第一安装腔的出气对接开口，所述第一安装腔与所述进气连接口相连通。[0065]根据本发明的一个方面，所述气液传输组件包括：导气管、导水管、换热器、引气管和输水管；[0066]所述导气管一端与所述流量控制装置的进气连接口相连接，另一端与所述换热器相连接；[0067]所述引气管一端与所述换热器相连接，另一端与所述固冲燃气发生器的第二中空容器相连接；其中，所述引气管与所述第二中空容器相连接的位置与所述第二中空容器的尾端相邻；[0068]所述导水管一端与所述流量控制装置的出水连接口相连接，另一端与所述换热器相连接；[0069]所述输水管一端所述换热器相连接，另一端与所述固冲燃气发生器的第二中空容器相连接；其中，所述输水管与所述第二中空容器相连接的一端设置有雾化喷嘴。[0070]根据本发明的一个方面，所述换热器设置在所述水冲压燃气发生器和所述固冲燃气发生器之间；[0071]所述换热器包括：中空的换热器壳体，设置在所述换热器壳体内的螺旋换热管；[0072]所述换热器壳体整体呈环形中空结构，其轴向的两端分别设置有用于连接所述螺旋换热管的集气腔结构，以及，在所述换热器壳体轴向的两端分别设置有用于连通所述换热器壳体中空部的换热器进水口和换热器出水口，用于连通所述集气腔结构的换热器进气口和换热器出气口；[0073]所述换热器进水口与所述导水管相连接，所述换热器出水口与所述输水管相连接；[0074]所述换热器进气口与所述引气管相连接，所述换热器出气口与所述导气管相连接。[0075]根据本发明的一个方面，所述助推舱段包括：助推舱段主体，在所述助推舱段主体外侧面设置的多个进气道结构和多个尾舵组件；[0076]所述助推舱段主体包括：同轴连接的燃烧室和尾喷管；[0077]所述进气道结构长度与所述助推舱段主体的轴向长度相一致的设置[0078]所述进气道结构设置有用于连通所述燃烧室和外界的进气道，以及与所述进气道对应设置的开关机构；[0079]沿所述助推舱段主体的轴向，所述进气道与所述助推舱段主体的前端相邻的设置；[0080]沿所述助推舱段主体的轴向，所述尾舵组件与所述助推舱段主体的尾端相邻的设置。[0081]根据本发明的一种方案，本发明具备快速响应、远距离打击、跨域突防攻击等方面的优秀能力，为新一代跨介质飞行器的研制提供了一种新思路。[0082]根据本发明的一种方案，采用回转体外形设计，飞行器无需改变几何构型，就能够实现在空、水两种介质环境中航行。[0083]根据本发明的一种方案，采用冲压发动机为动力系统，在空中能够实现超声速飞行，在水中辅以空化装置，实现≮200节的高速度航行，有力提升其突防性能。[0084]根据本发明的一种方案，采用水冲压发动机，能够以介质环境中的空气与水作为氧化剂使用，促使推进系统比冲远高于火箭发动机、电机等动力装置，有效提升飞行器航程。[0085]根据本发明的一种方案，采用硼基推进剂，实现快速响应的同时，兼具燃料点火可靠、燃烧稳定、能量密度高等优点。[0086]根据本发明的一种方案，采用燃料流量调节、多级结构、多次进水、再生冷却等设计，实现飞行器工作状态智能调节和工作模式智能切换。[0087]根据本发明的一种方案，本发明将共享理念也贯穿整个设计过程之中，采用回转体构型设计和冲压推进系统，实现跨介质飞行器构型、跨介质动力方案共享；利用空气冲压燃烧室放置助推药、利用燃气发生器作为水冲压发动机补燃室实现空间共享；利用高温燃烧尾气加热用于燃烧的水，实现能量共享。[0088]根据本发明的一种方案，本发明结合了冲压发动机的性能优势与硼基推进剂的物理化学优势，同时利用回转体外形设计、流量调节装置、超空化装置以及多级结构、多级进水设计，具备跨空域攻击、宽速域飞行、远距离打击、智能化工作等优势，有效增强了海洋战场武器的隐蔽性、机动性和规避能力，大幅拓宽了海洋战场武器的作战能力。[0089]根据本发明的一种方案，本发明通过利用水冲压发动机产生的燃烧尾气作为空化气体，利用燃气高温高压性质实现飞行器水下工作时的完整空化，无需额外携带高压气源，有效降低死重增加发动机有效载荷，极大提升武器毁伤效果。[0090]根据本发明的一种方案，本发明提出采用硼基推进剂作为水冲压发动机的燃料，理论计算表明，相比于铝基推进剂，采用硼基推进剂水冲压发动机能够获得具有更优的工作性能，相同装药体积下，航程提高约一倍，并采用了水冲压发动机二次进水结构，[0091]根据本发明的一种方案，本发明将共享理念也贯穿整个设计理念之中，采用回转体构型设计和冲压推进系统，实现跨介质飞行器构型、跨介质动力方案共享；利用空气冲压燃烧室放置助推药、利用燃气发生器作为水冲压发动机补燃室实现空间共享；利用高温燃烧尾气加热用于燃烧的水，实现能量共享。附图说明[0092]图1是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器的在空气中飞行时的结构图；[0093]图2是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器在水中航行时的结构图；[0094]图3是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器的内部结构图；[0095]图4是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器的剖视图；[0096]图5是示意性表示根据本发明的一种实施方式的圆锥空化器的结构图；[0097]图6是示意性表示根据本发明的一种实施方式的圆锥空化器与导流碗结构组合体的剖视图；[0098]图7是示意性表示根据本发明的一种实施方式的导流碗结构的结构图；[0099]图8是示意性表示根据本发明的一种实施方式的流量控制装置的立体图；[0100]图9是示意性表示根据本发明的一种实施方式的流量控制装置的剖视图；[0101]图10是示意性表示根据本发明的一种实施方式的流量控制装置的截面图；[0102]图11是示意性表示图10中a-a方向的截面图；[0103]图12是示意性表示图10中b-b方向的截面图；[0104]图13是示意性表示图10中c-c方向的截面图；[0105]图14是示意性表示图10中d-d方向的截面图；[0106]图15是示意性表示根据本发明的一种实施方式的流量控制装置与气液传输组件的连接结构图；[0107]图16是示意性表示根据本发明的一种实施方式的换热器的剖视图；[0108]图17是示意性表示根据本发明的一种实施方式的换热器的截面图；[0109]图18是示意性表示根据本发明的一种实施方式的第二中空容器的结构图；[0110]图19是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器巡航段空气冲压发动机工作模态图；[0111]图20是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器水下航行时水冲压发动机工作模态图；[0112]图21是示意性表示不同推进剂的比冲随空燃比变化曲线图；[0113]图22是示意性表示不同推进剂的比冲随水燃比变化曲线图；[0114]图23是示意性表示不同推进剂的单位装药体积下飞行器航程图；[0115]图24是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器空气冲压发动机试验过程尾焰图；[0116]图25(a)是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器压力-时间曲线图；[0117]图25(b)是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器推力-时间曲线图；[0118]图26(a)是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器在试验a状态下的水冲压发动机试验尾焰图；[0119]图26(b)是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器在试验b状态下的水冲压发动机试验尾焰图；[0120]图27是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器补燃室压强-时间曲线图；[0121]图28是示意性表示根据本发明的一种实施方式的硼基冲压推进跨介质飞行器发动机台阶推力-时间曲线图。具体实施方式[0122]为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。[0123]在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。[0124]下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。[0125]结合图1。图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，本发明的一种硼基冲压推进跨介质飞行器，包括：空化装置1、辅助舱段2、燃气发生装置3、分离装置4、助推舱段5和导引装置6。在本实施方式中，本发明的硼基冲压推进跨介质飞行器整体采用回转体外形设计，飞行器无需改变几何构型，就能够实现在空、水两种介质环境中航行。其中，空化装置1、辅助舱段2、燃气发生装置3、分离装置4和助推舱段5相互同轴设置；具体的，空化装置1连接在辅助舱段2的头部，燃气发生装置3连接在辅助舱段2的尾部，分离装置4可分离的连接在燃气发生装置3的尾部，助推舱段5连接在分离装置4的尾部。在本实施方式中，导引装置6设置在空化装置1内；辅助舱段2的头部设置有可分离的整流罩7，且空化装置1位于整流罩7内部。在本实施方式中，燃气发生装置3中填充有硼基固体推进剂；助推舱段5填充有助推剂。在本实施方式中，当硼基冲压推进跨介质飞行器由空中飞行转至水中航行时，分离装置4和助推舱段5与燃气发生装置3分离。其中，分离装置4和助推舱段5可采用组合体方式与燃气发生装置3分离，也可通过单独顺序分离的方式执行分离动作。[0126]在本实施方式中，导引装置6为整个跨介质飞行器的控制导航系统，其可采用现有成熟产品实现，在此不再赘述。[0127]结合图1。图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，硼基冲压推进跨介质飞行器在空中飞行过程中包括：助推阶段、巡航阶段和滑翔阶段；其中，当处于助推阶段时，助推舱段5燃烧助推剂提供动力；当处于巡航阶段时，燃气发生装置3燃烧部分硼基固体推进剂产生一次燃气，且一次燃气在助推舱段5与通入的空气混合的二次燃烧后提供动力；当处于巡航阶段时，燃气发生装置3关机。在本实施方式中，硼基冲压推进跨介质飞行器在水下航行过程中，整流罩7与辅助舱段2分离，燃气发生装置3燃烧硼基固体推进剂产生一次富燃燃气，且一次富燃燃气在燃气发生装置3与通入的水掺混反应后提供动力。[0128]结合图1。图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，辅助舱段2和燃气发生装置3处于同一筒状外壳8内。在本实施方式中，通过将辅助舱段2和燃气发生装置3设置在同一筒状外壳8内使得其构成整体的流线形状，使其能够在水中航行更为有益。具体的，筒状外壳8整体呈一圆柱形中空筒体，其头部采用锥形结构设计。在本实施方式中，分离装置4即可采用爆炸螺栓与筒状外壳8的端部相连接；当然，在另一种实施方式中，当需要分离装置4与助推舱段5分离时，可在分离装置4与助推舱段5之间同样采用包抓螺栓实现连接，从而实现受控分离的作用。[0129]在本实施方式中，分离装置4包括：环形的中空主体和设置在中空主体中的信号发生器；其中，中空主体为整体连接和支撑的结构，将其设置为中空的可进一步方便安装信号发生器以及安装与其他结构连接的爆炸螺栓。在本实施方式中，信号发生器与爆炸螺栓是电连接的，从而实现爆炸螺栓的受控断开。在本实施方式中，信号发生器可自主工作不受其他部件作用，其同样可采用现有成熟产品实现，在此不再赘述。[0130]结合图1。图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，辅助舱段2包括：依次同轴设置的战斗部21和电源22。在本实施方式中，电源22与战斗部21电连接，用于受控激发战斗部21，同样的，电源22还与后侧的燃气发生装置3相连接，用于受控激发燃气发生装置3工作，其为整个硼基冲压推进跨介质飞行器的电力能源装置。[0131]结合图1。图2、图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，燃气发生装置3包括：依次同轴设置的水冲压燃气发生器31、固冲燃气发生器32和第一尾喷管33；其中，第一尾喷管33上设置有第一流量调节阀331，用于控制工作状态下燃气的喷出流量。[0132]在本实施方式中，水冲压燃气发生器31包括：第一中空容器311，设置在第一中空容器311头部的第一点火器312，设置在第一中空容器311尾部的中间喷管313。在本实施方式中，第一中空容器311中填充有硼基固体推进剂。在本实施方式中，第一点火器312与电源22相连接。在本实施方式中，中间喷管313设置有第二流量调节阀3131；其中，中间喷管313作为水冲压燃气发生器31工作时的喷管，其通过设置第二流量调节阀3131以控制其燃气的喷出流量。在本实施方式中，第一点火器312受跨介质飞行器控制程序操控，通过与电源间的“通断电”控制，可采用现有成熟产品实现，在此不再赘述。[0133]在本实施方式中，固冲燃气发生器32包括：第二中空容器321，第二点火器322，设置在第二中空容器321外侧的多个可折叠尾翼装置323。在本实施方式中，第二中空容器321头部与中间喷管313相连通，其尾部与第一尾喷管33相连通。在本实施方式中，通过将第二中空容器321与中间喷管313相连通的设置，以实现在水冲压燃气发生器31工作时，中空的第二中空容器321可用于实现一次富燃燃气进水的掺混反应提供更高的航行动力。在本实施方式中，第二中空容器321中填充有硼基固体推进剂；其通过设置的硼基固体推进剂，以实现在巡航阶段的工作，以提供巡航阶段的动力。在本实施方式中，第二点火器322同样受跨介质飞行器控制程序操控，通过与电源间的“通断电”控制，可采用现有成熟产品实现，在此不再赘述。[0134]在本实施方式中，可折叠尾翼装置323位于第二中空容器321的尾端，且沿第二中空容器321的周向等间隔的设置。在本实施方式中，可折叠尾翼装置323包括，安装基座、可折叠尾翼结构和舵机。通过设置可折叠尾翼装置323以实现本发明在水中航行时，弹出可折叠尾翼结构，通过舵机的控制实现整体航行方向的控制。当本发明在空中飞行时，可折叠尾翼结构收起，以避免对其他控制结构的影响。在本实施方式中，筒状外壳8的侧壁上与可折叠尾翼装置323相对应的设置有开口，通过所设置的开口以实现可折叠尾翼结构的弹出。在本实施方式中，通过在安装可折叠尾翼装置323的位置进行相应的密封设置，以保证在水中航行时的整体密封性。例如，在安装可折叠尾翼装置323的开口位置设置安装腔室，以实现安装位置的整体密封，并进一步将折叠尾翼与舵机操纵杆连接处设置密封等的方式实现完全密封。[0135]结合图3至图17所示，根据本发明的一种实施方式，空化装置1用于本发明在水中航行时产生超空泡，以保证本发明的航行速度和稳定性。具体的，空化装置1包括：圆锥空化器11，与圆锥空化器11同轴连接的导流碗结构12，与导流碗结构12相连接的流量控制装置13，与流量控制装置13相连接的气液传输组件14。在本实施方式中，圆锥空化器11、导流碗结构12和流量控制装置13均为轴对称结构。在本实施方式中，气液传输组件14是与第二中空容器321相连通的，为实现在水中航行过程中向导流碗结构12引气和向固冲燃气发生器32的第二中空容器321输水。在本实施方式中，空化装置1工作时，首先由圆锥空化器11完成部分空化，其次通过引用燃气发生装置3内的高温燃气作为空化气体，进行补气，最终实现飞行器的完整空化，从而有效保证了超空泡包裹整个航行体。[0136]在本实施方式中，流量控制装置13位于筒状外壳8内，且流量控制装置13在辅助舱段2的前侧设置。在本实施方式中，导流碗结构12与筒状外壳8的头部外侧相连接，流量控制装置13与筒状外壳8的头部内侧对接，进而，通过在筒状外壳8的头部设置用于供水通过的进水过渡通道和供空化气体输出的出气过渡通道即可实现与前端圆锥空化器11和导流碗结构12的连通，其结构简单可靠且连接方便。在本实施方式中，流量控制装置13将燃气引至导流碗结构12内，并通过导流碗结构12内部的小孔流出，实现对超空泡气流量的增补。通过这种导流碗结构12可以生成稳定、光滑的透明空泡表面，是最常用的构型，可以在来流速度(10m/s)，甚至更低的来流速度下生成。[0137]结合图5和图6所示，根据本发明的一种实施方式，圆锥空化器11包括：锥帽部分111、锥底部分112和中间隔板113。在本实施方式中，锥帽部分111大直径端与锥底部分112固定连接；中间隔板113与锥底部分112具有间隔的设置在锥帽部分111内，用于在中间隔板113和锥帽部分111之间围成安装导引装置6的安装空腔，以及在中间隔板113和锥底部分112之间围成进水腔；在中间隔板113和锥底部分112之间的锥帽部分111上间隔的设置有多个用于连通进水腔的进水口111a。在本实施方式中，锥底部分112的中心位置设置有用于连通进水腔的出水口112a。进而，本发明在水中航行过程中，通过进水口111a将水引入进水腔并通过出水口112a送至后端的结构中。在本实施方式中，进水口111a等间隔的设置有8个。[0138]结合图6和图7所示，根据本发明的一种实施方式，导流碗结构12包括：连接主体121和多个碗状导流部分122。在本实施方式中，沿连接主体121的轴向，多个碗状导流部分122间隔的设置。在本实施方式中，连接主体121设置有进水流道121a和出气腔121b；进水流道121a与连接主体121同轴设置，且贯穿其相对的两端；其中，进水流道121a一端与圆锥空化器11的锥底部分112的出水口112a密封对接，其另一端则与筒状外壳8头部设置的进水过渡通道密封接。[0139]在本实施方式中，出气腔121b与进水流道121a同轴的设置在进水流道121a的周围，且出气腔121b与进水流道121a相互隔离的设置；其中，出气腔121b呈环形空腔，其与进水流道121a同轴的环绕设置在进水流道121a的周围。在本实施方式中，在连接主体121的径向外侧壁上设置有用于连通出气腔121b的出气孔121c，在连接主体121的轴向后端设置有用于连通出气腔121b的进气孔121d；在本实施方式中，连接主体121后端设置的进气孔121d用于与筒状外壳8的头部设置的出气过渡通道密封对接。在本实施方式中，连接主体121后端设置的进气孔121d设置有多个，且呈环形阵列的分布，相应的，在筒状外壳8的头部设置的出气过渡通道与进气孔121d一一对应的设置。[0140]在本实施方式中，沿远离圆锥空化器11的方向相邻碗状导流部分122的径向尺寸依次增大的设置。在本实施方式中，碗状导流部分122设置有两个，其中，处于前端的碗状导流部分122的径向最大尺寸要小于处于后端的碗状导流部分122的径向最大尺寸。在本实施方式中，处于前端的碗状导流部分122的前侧面与处于后端的碗状导流部分122的前侧面的设置形状是不同的，其中，处于前端的碗状导流部分122的前侧面呈直边锥面，处于后端的碗状导流部分122的前侧面呈弧边锥面。[0141]在本实施方式中，沿远离圆锥空化器11的方向碗状导流部分122和出气孔121c依次交替的设置。在本实施方式中，沿连接主体121的周向出气孔121c等间隔的设置有多个。需要注意的是，连接主体121上出气孔121c的设置数量可根据实际需要进行设置，例如，周向设置的数量或者轴向排列的数量等。[0142]结合图3、图4、图8至图15所示，根据本发明的一种实施方式，流量控制装置13的作用是对空化气的流量和水的流量根据航行工况进行实时调控。具体的，流量控制装置13包括：第一安装壳体131，第二安装壳体132，水流量控制单元133和空化气流量控制单元134。在本实施方式中，第一安装壳体131整体呈中空的锥形体，其小直径端具有连接开口131a，其大直径端设置有进气连接口131b和出水连接口131c。在本实施方式中，第二安装壳体132为轴对称中空结构，其与第一安装壳体131同轴的设置在第一安装壳体131内，其一端为与第一安装壳体131底部固定连接的壳体固定端，另一端为壳体对接端。在本实施方式中，第一安装壳体131与第二安装壳体132围成用于安装空化气流量控制单元134的第一安装腔；第二安装壳体132的中空部构成安装水流量控制单元133的第二安装腔。在本实施方式中，第二安装壳体132的壳体对接端设置有进水对接开口132a，且其超出连接开口131a设置；第二安装壳体132的壳体固定端设置有连接通道，用于连通第二安装腔和出水连接口131c。在本实施方式中，第二安装壳体132的壳体对接端与连接开口131a同轴且具有间隔的设置，且在壳体对接端与连接开口131a之间构成连通第一安装腔的出气对接口，第一安装腔与进气连接口131b相连通。[0143]在本实施方式中，第二安装壳体132包括：同轴设置的锥形壳体部分和圆柱壳体部分，其中，第二安装壳体132的壳体对接端设置在锥形壳体部分的小直径端，圆柱壳体部分远离锥形壳体部分的一端构成第二安装壳体132的壳体固定端。在本实施方式中，锥形壳体部分的大直径端的径向尺寸大于圆柱壳体部分的径向尺寸。在本实施方式中，水流量控制单元133与圆柱壳体部分同轴的设置在圆柱壳体部分的内侧，空化气流量控制单元134与圆柱壳体部分同轴的设置在圆柱壳体部分的外侧。[0144]通过上述设置，本发明中的第二安装壳体132通过前端设置锥形壳体部分的方式，有效的增大了第二安装壳体132进水侧的容积，进而能够更为有利的储存输入的水，这样能够有效保障在水流量控制单元133的进水侧有充足的水量向后侧输送，保证了本发明的工作稳定性。[0145]此外，通过设置锥形壳体部分的方式，还实现了锥形壳体部分外侧面与第一安装壳体131的配合，使得在锥形壳体部分和第一安装壳体131之间形成一个在轴向具有一定长度的环形输气通道，实现了第一安装腔向外输气通道在径向的逐渐缩小，有效保证了气流的稳定和方便了气体流量的准确控制。[0146]在本实施方式中，水流量调控器133整体呈圆柱结构，且其中心位置设置有过水通道。在本实施方式中，水流量调控器133用于调节进水流量，同时对水流增压，以确保水流能够进入补燃室。具体的，可通过控制过水通道的截面开口大小以控制相应的水流量和水流压力，例如，可在过水通道设置可调整位置的至少一个叶片以实现对截面开口大小的调整，当然，还可采用其他结构实现其截面开口大小调整的作用，在此不再赘述。[0147]在本实施方式中，空化气流量控制单元134整体呈环状结构，且沿其周向间隔的设置有多个过气通道。在本实施方式中，可通过控制过气通道的截面开口大小以控制相应的水流量和水流压力。例如，可在过气通道设置可调整位置的至少一个叶片以实现对截面开口大小的调整，当然，还可采用其他结构实现其截面开口大小调整的作用，在此不再赘述。[0148]结合图4、图8和图9所示，根据本发明的一种实施方式，进气连接口131b和出水连接口131c分别设置有两个，且相互等间隔的设置，其中，沿第一壳体131的径向，两个进气连接口131b相对设置，两个出水连接口131c相对设置。[0149]结合图9至图14所示，根据本发明的一种实施方式，第一壳体131中设置有分流结构1311；其中，分流结构1311包括：挡板1311a和侧板1311b。在本实施方式中，挡板1311a为环形板，其通过中空部套设在圆柱壳体部分的外侧面上，其径向外侧面与第一壳体131的内侧壁相连接。在本实施方式中，侧板1311b位于挡板1311a和第一壳体131大直径端的底板之间，用于分割出连通第二安装腔与出水连接口131c的后置积液腔a和连通第一安装腔和进气连接口131b的后置集气腔b。在本实施方式中，后置积液腔a与出水连接口131c一一对应设置，后置集气腔b与进气连接口131b一一对应设置。[0150]在本实施方式中，挡板1311a与后置集气腔b相对应的位置设置有开口。[0151]结合图9至图14所示，根据本发明的一种实施方式，侧板1311b为长条状板体。其中，沿第一壳体131的轴向，侧板1311b的相对两端分别与挡板1311a和第一壳体131大直径端的底板相连接；在本实施方式中，沿第一壳体131的径向，侧板1311b的相对两端分别与圆柱壳体部分的外侧壁和第一壳体131的内侧壁相连接；其中，沿远离圆柱壳体部分的方向侧板1311b的厚度是逐渐增大的。在本实施方式中，沿第一壳体131的周向，侧板1311b等间隔的设置有多个；其中，侧板1311b等间隔的设置有四个，从而实现了对挡板1311a和底板之间空间的四等分，从而形成所需要的后置积液腔a和后置集气腔b。[0152]需要注意的是，本方案的中的进气连接口131b和出水连接口131c还可以设置为其他数量，例如，分别为3个、4个等。相应的，在分流结构1311上增加侧板1311b是数量相应的分割出对应的后置积液腔a和后置集气腔b即可。[0153]结合图3、图4、图6、图8、图9、图15至图17所示，根据本发明的一种实施方式，气液传输组件14包括：导气管141、导水管142、换热器143、引气管144和输水管145。在本实施方式中，导气管141一端与流量控制装置13的进气连接口131b相连接，另一端与换热器143相连接；引气管144一端与换热器143相连接，另一端与固冲燃气发生器32的第二中空容器321相连接；其中，引气管144与第二中空容器321相连接的位置与第二中空容器321的尾端相邻。在本实施方式中，导水管142一端与流量控制装置13的出水连接口131c相连接，另一端与换热器143相连接；输水管145一端换热器143相连接，另一端与固冲燃气发生器32的第二中空容器321相连接；其中，输水管145与第二中空容器321相连接的一端设置有雾化喷嘴。[0154]在本实施方式中，同一输水管145上间隔的设置有至少两处与第二中空容器321相连接的管路，且均具有相应的雾化喷嘴。通过上述设置，增加水在补燃室内的分布范围，进一步促进补燃室内的掺混燃烧。[0155]结合图16、图17和图18所示，根据本发明的一种实施方式，换热器143设置在水冲压燃气发生器31和固冲燃气发生器32之间。在本实施方式中，换热器143包括：中空的换热器壳体1431，设置在换热器壳体1431内的螺旋换热管1432；换热器壳体1431整体呈环形中空结构，其轴向的两端分别设置有用于连接螺旋换热管1432的集气腔结构。以及，在换热器壳体1431轴向的两端分别设置有用于连通换热器壳体1431中空部的换热器进水口143a和换热器出水口143b，用于连通集气腔结构的换热器进气口143c和换热器出气口143d。在本实施方式中，换热器进水口143a与导水管142相连接，换热器出水口143b与输水管145相连接；换热器进气口143c与引气管144相连接，换热器出气口143d与导气管141相连接。通过设置的换热器143将高温燃气的热量用于水的加热，实现高温燃气热量再生。[0156]在本实施方式中，螺旋换热管1432设置有多个，其中，螺旋换热管1432在穿过换热器壳体1431内部过程中经过了90°的偏转，因此换热器进气口143c/换热器进水口143a和换热器出气口143d/换热器出水口143b也在经过换热器后旋转了90°。通过上述设置，有效增加低温水与高温气体间的换热距离与换热时间，以提升换热效果。[0157]在本实施方式中，集气腔结构采用圆弧状板体，其径向宽度与换热器壳体1431中空部分的径向宽度相一致，进而通过集气腔结构与换热器壳体1431内部的固定连接以构成圆弧状的集气腔。在本实施方式中，集气腔结构的长度为换热器壳体1431周向长度的六分之五。在本实施方式中，集气腔结构周向两端采用挡板将其封闭，以保证集气腔与换热器壳体1431的其余中空部分隔离。在本实施方式中，螺旋换热管1432的端部在集气腔结构上阵列的方式相连接，以实现多个螺旋换热管1432同时与集气腔的连通。[0158]在本实施方式中，导气管141、导水管142、引气管144和输水管145分别设置有两根，且在辅助舱段2和燃气发生装置3组合体的两侧分别对称设置。[0159]由于空化气体取自水冲压发动机补燃室末端，热力计算表明，补燃室末端的燃气温度到达2500k，对空化气而言，其工作是不需要如此高的温度的，且如此高的温度经管路传输后，对整个航行体的安全性构成很大威胁。与此同时，从外接获得的海水温度约280k，试验表明，水的温度越低，越不利于水冲压发动机工作，如果能提高进入补燃室的水的温度，则有助于提升发动机工作性能。因此，本发明提出换热器，在海水进入补燃室前，先经过换热器，将高温燃气中的热量用于加热海水，从而实现热量再生利用。[0160]结合图3和图4所示，根据本发明的一种实施方式，助推舱段5包括：助推舱段主体51，在助推舱段主体51外侧面设置的多个进气道结构52和多个尾舵组件53。助推舱段主体51包括：同轴连接的燃烧室511和尾喷管512。在本实施方式中，燃烧室511填充有助推剂，以实现本发明被投放后的助推阶段飞行。在本实施方式中，进气道结构52长度与助推舱段主体51的轴向长度相一致的设置；其中，进气道结构52设置有用于连通燃烧室511和外界的进气道521，以及与进气道521对应设置的开关机构。在本实施方式中，在燃烧室511中还设置有点火器，用于实现对助推剂的受控点火。在本实施方式中，点火器可采用现有的成熟产品实现，在此，不再赘述。[0161]在本实施方式中，沿助推舱段主体51的轴向，进气道521与助推舱段主体51的前端相邻的设置；其中，进气道521相对助推舱段主体51的轴向倾斜的延伸设置，且在进气道结构52的外侧形成第一开口，在燃烧室511的侧壁上形成第二开口。沿助推舱段主体51的轴向第一开口位于第二开口的前方。在本实施方式中，沿助推舱段主体51的周向，进气道结构52等间隔的设置有四个。[0162]在本实施方式中，沿助推舱段主体51的轴向，尾舵组件53与助推舱段主体51的尾端相邻的设置。在本实施方式中，尾舵组件53包括：连接基座，连接在连接基座上的尾翼部件，以及控制尾翼部件的舵机，在本实施方式中，沿助推舱段主体51的周向，尾舵组件53等间隔的设置有四个，且尾舵组件53与进气道结构52错位设置。[0163]通过上述设置，尾舵组件53采用x型布置，有效满足了高机动性能要求，进气道结构52采用x型布置，有效保持推进系统高效工作。[0164]为进一步说明本方案，结合图1、图3、图4、图18和图19对其飞行过程进行进一步阐述。[0165]助推段[0166]飞行器发射后首先进入火箭模态，此时助推舱段5的进气道521呈关闭状态，燃烧室511内固体推进剂药柱快速燃烧，产生大推力推动飞行器爬高加速至冲压发动机启动速度和巡航高度。[0167]巡航段[0168]进入冲压模态，助推舱段5的进气道521的开关机构打开，超声速来流进入燃烧室511中，与固冲燃气发生器32点火燃烧生成的一次燃气混合人进行二次燃烧释热并产生高温燃气，高温燃气经尾喷管512膨胀后加速喷出产生推力，以维持飞行器巡航飞行。在本实施方式中，第一尾喷管33上设置的第一流量调节阀331能够影响富燃燃气的质量流量，从而改变补燃室内的释热分布，进而实现不同飞行工况下，发动机都具有较优性能，参见图19。[0169]滑翔段[0170]巡航段结束后固冲燃气发生器32关闭，飞行器利用自身动能和势能在尾舵组件53的控制下以一定攻角继续滑翔，以提高射程并减小入水速度，降低冲击载荷，提高入水可控性。[0171]级间分离段[0172]当飞行器依靠滑翔飞到接近预定海域时，爆炸螺栓接到分离信号，分离装置4与前端结构断开，抛离分离装置4和助推舱段5，保留耗尽燃料的固冲燃气发生器32，用来当做水冲压燃气发生器31的补燃室。[0173]水下航行段。[0174]入水后，可折叠尾翼装置323打开并抛整流罩7。随后，空化装置1的入水通道打开，水经喷嘴雾化后喷入固冲燃气发生器32的第二中空容器321内与水冲压燃气发生器31燃烧产生的一次富燃燃气进行掺混反应。生成的高温燃气用以提供推力、预热进水以及产生包覆航行体的超空泡，参见图20。[0175]为进一步说明本方案，对本发明的工作性能和可行性进行了理论计算和地面直连试验。[0176](1)工作性能[0177]硼基推进剂性能分析[0178]本发明的跨介质飞行器采用的冲压推进系统，在空中和水中工作时均采用硼基固体推进剂。为了说明采用硼基推进剂的性能优势，此处选取较常用的铝基固体推进剂进行性能对比。采用的硼基固体推进剂和铝基固体推进剂，主要组分如表1、表2所示。[0179]表1硼基推进剂主要组分[0180][0181]表2铝基推进剂主要组分[0182][0183]分别对两种推进剂在高空巡航段和水下巡航段的发动机比冲进行计算，高空巡航段与水下巡航段冲压发动机的基本工况参数见表3。图21、图22分别是空气冲压条件下和水冲压条件下发动机比冲随空燃比、水燃比的变化曲线。[0184]表3基本工况参数[0185][0186]由图21、图22可知，在空中飞行时，由于硼颗粒耗氧量较大，故在低空燃比时，硼基推进剂比冲低于铝基推进剂。在空燃比大于6时，采用硼基推进剂的理论性能明显优于铝基固体推进剂。在水中航行时，在任意水燃比下，硼基推进剂的理论性能完全优于铝基推进剂，且在水冲压工作条件下硼基富燃料具备相比于空气冲压条件下更大的性能优势。上述计算表明，相比于现阶段采用的铝基推进剂，本发明所提跨介质飞行器在空中和水中工作时均采用的硼基推进剂，能够使跨介质冲压发动机在空气冲压与水冲压条件下都具有更大的性能优势，具有较高的理论性能。[0187]图23给出了单位装药体积下，分别采用硼基冲压、铝基冲压、火箭助推推进系统时，飞行器在空中与水下的航程。对比发现，采用本文提出的硼基冲压推进系统时，航程相较于铝基冲压推进系统增加一倍，相较于火箭助推推进系统航程增加约6倍。因此，进一步的，说明了采用硼基冲压推进系统时，本发明所提跨介质飞行器性能的优越性。[0188](2)空气冲压发动机论证试验(即固冲燃气发生器32与助推舱段5串联试验)[0189]基于本发明提出的空气冲压发动机开展地面直连试验，试验系统由国防科技大学高超声速重点实验室提供。试验模拟飞行工况10km、3ma，试验参数如表4所示。[0190]表4空气冲压发动机直连试验工况参数设置[0191][0192]试验过程中发动机尾焰如图24所示，可以看出试验冲压发动机能够实现点火燃烧，硼基推进剂燃烧产生的一次燃气在补燃室可以燃烧且燃烧较充分，形成明亮的尾焰，尾焰呈亮黄白色。[0193]试验过程中采集到的压强数据和台阶推力数据如图25(a)和图25(b)所示，可以看出，发动机工作稳定，燃气发生器压强有所升高，补燃室压强较平稳，推力曲线在试验过程中略有增加。再次表明试验冲压发动机燃烧稳定、工作可靠。[0194]基于试验数据计算发动机性能，计算结果如表5所示。发动机平均推力达2179.43n，温升燃烧效率为95.64％，地面直连试验推力增益比冲达到1029s。综上，通过试验表明，本报告采用的冲压发动机能够实现稳定燃烧，同时发动机性能较高，基本满足工程应用指标。[0195]表5空气冲压发动机直连试验性能[0196][0197][0198](3)水冲压发动机论证试验(即水冲压燃气发生器31与固冲燃气发生器32串联试验)[0199]基于本发明提出的水冲压发动机开展地面直连试验，试验系统由国防科技大学高超声速重点实验室提供。试验采用硼含量为33％的硼基推进剂，利用水加热器对水进行预热，试验参数如表6所示。[0200]表6空气冲压发动机直连试验工况参数设置[0201][0202]经过2次试验，两次试验中进水结构不同，其中试验a为两次进水结构、试验b为一次进水结构。试验过程中发动机尾焰如图26(a)和图26(b)所示，能够看出，两次试验过程中试验水冲压发动机都能够实现点火，硼基推进剂燃烧产生的一次燃气在补燃室内能够与水进行二次掺混燃烧，能够从尾焰边缘中看到明显的绿光，表明一次燃气在补燃室中燃烧并不充分，且两种构型下尾焰亮度也相差不多。[0203]进一步利用试验中采集到的数据进行发动机性能分析。试验过程中燃烧室压强数据和台阶推力数分别如图27、图28所示。试验数据表明，水冲压发动机工作稳定，补燃室压强与发动机推力都较平稳，说明试验水冲压发动机燃烧稳定、工作可靠。此外，能够明显看出，试验a的补燃室压强与台架推力均明显优于试验b，表明相比于一次进水，两次进水更有利于一次燃气燃烧组织。[0204]上述内容仅为本发明的具体方案的例子，对于其中未详尽描述的设备和结构，应当理解为采取本领域已有的通用设备及通用方法来予以实施。[0205]以上所述仅为本发明的一个方案而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。









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