一种亚声速飞行器进气道

技术领域

本发明涉及飞行器设计技术领域，具体涉及一种亚声速飞行器进气道。

背景技术

作为吸气式推进系统的“呼吸道”，进气道肩负着对气流进行捕获、压缩、整流等重任，其设计特征和工作特性对发动机的工作效率有着显著影响。亚声速飞行器是吸气式飞行器中应用最为广泛的一类飞行器，其动力系统的进气道一般有皮托式进气道、S弯进气道、埋入式进气道等形式。出于发动机安装和进气道性能等方面因素考虑，现代先进亚声速飞行器大多选用S弯进气道。

为了避免进气道吸入机身表面边界层内的低能流，传统的S弯进气道一般通过设置专门的边界层隔道和隔板将进气道进口抬离机身表面，从而将低能流从隔道处排出。显然，由于边界层隔道增加了飞行器迎风面积，并形成了雷达波的角反射器，为此会使得飞行器的气动阻力增加而雷达隐身性能下降，而且增加了重量和结构复杂性。

无隔道进气道，也称Bump进气道，原是由洛克希德·马丁公司设计并在F-35飞机上成功应用的一种新型超声速进气道，即“无边界层隔道超声速进气道(DiverterlessSupersonic Inlet，简称DSI)”，具有减阻、减重、隐身的特点。这种进气道的进气口并没有设置常规的固定式边界层隔道，而是通过计算机设计了一个三维曲面的突起块(或鼓包)，这个鼓包起到对气流的压缩作用，并产生一个把边界层气流推离进气道的压力分布，有着和边界层隔道相同的排除来流边界层的作用。由于无边界层隔道进气道优良的综合性能，目前已拓宽应用于亚声速飞行器的进气道，尤其是注重隐身、减阻的无人飞行器，如美国的X-45A、X-45C等，但是由于没有边界层隔道，因此这种进气道不能完全排除来流边界层，其性能一般不如有隔道的进气道。对于X-45A、X-45C这一类飞行器，其进口布置在机身上方靠近机头的位置，进口前边界层较薄，因此工作情况不恶劣，性能一般不低，但是有攻角时性能较差。如果进气道的进口位于机身中部或中后部，由于机身边界层随着距机头长度的增加而增加，因此进口越靠后，进气道性能越差，而且受攻角、侧滑角的影响越大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种亚声速飞行器进气道，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种亚声速飞行器进气道，包括进气道口面，所述进气道口面底部连接机身，且与机身一体化融合，所述进气道口面后端连通进气道内通道，所述进气道内通道内部支撑固定有隔流板，所述进气道口面上包围有唇罩，所述进气道口面前侧设有类三角形台阶压缩面，所述类三角形台阶压缩面固定于机身上，所述唇罩与机身和类三角形台阶压缩面光滑连接。

优选地，所述唇罩的前缘在仰视和侧视两个方向上均采取后掠设计。

优选地，所述类三角形台阶压缩面与机身光滑连接并突出于机身。

优选地，所述进气道内通道包括向机身内部弯折延伸的内管道，所述内管道后端连接进气道出口面，前端连接进气道口面。

优选地，所述进气道口面形状根据机身的外形来确定，与机身达到一体化融合设计。

本发明的技术效果和优点：本结构取消机体上独立布置的边界层隔道，并且以类三角形台阶压缩面来替代突出机身表面的鼓包；同时，通过后掠形的唇罩以及进气道口面、类三角形台阶压缩面与机身的一体化融合，本结构可有效排除机身边界层，保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数的同时可以兼顾进气道的攻角、侧滑角特性。

附图说明

图1为本发明的三维轴侧示意图；

图2为本发明的仰视图；

图3为本发明的俯视图；

图4为本发明的进气道出口面示意图。

图中：1-进气道口面，2-机身，3-进气道内通道，4-隔流板，5-唇罩，6-类三角形台阶压缩面，7-内管道，8-进气道出口面。

具体实施方式

为了使本发明的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明，在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以两个元件内部的连通。

实施例1

如图1所示的一种亚声速飞行器进气道，一种亚声速飞行器进气道，包括进气道口面1，所述进气道口面1底部连接机身2，且与机身2一体化融合，所述进气道口面1后端连通进气道内通道3，所述进气道内通道3内部支撑固定有隔流板4，所述进气道口面1上包围有唇罩5，所述进气道口面1前侧设有类三角形台阶压缩面6，所述类三角形台阶压缩面6固定于机身2上，所述唇罩5与机身2和类三角形台阶压缩面6光滑连接。

实施例2

如图1-图4所示的一种亚声速飞行器进气道，包括进气道口面1，所述进气道口面1底部连接机身2，所述的进气道口面1形状根据机身2的外形来确定，且与机身2一体化融合，所述进气道口面1后端连通进气道内通道3，所述的进气道内通道3包括向机身内部弯折延伸的内管道7，所述内管道7后端连接进气道出口面8，前端连接进气道口面1，所述进气道内通道3内部支撑固定有隔流板4，所述隔流板4既增加进气道内通道3的结构强度，也可以将进气道口面1捕获的气流在进气道内通道2的内部分成两股，两股气流分别供应给对应的发动机，削弱进气道进口处二次流的发展，从而降低进气道出口面8气流的畸变程度，所述进气道口面1上包围有唇罩5，所述进气道口面1前侧设有类三角形台阶压缩面6，所述类三角形台阶压缩面6固定于机身2上，所述类三角形台阶压缩面6与机身2光滑连接并突出于机身2，类三角形台阶压缩面6突出机身2的高度可根据进气道口面1前当地边界层高度来灵活选择，所述唇罩5与机身2和类三角形台阶压缩面6光滑连接，唇罩5的前缘在仰视和侧视两个方向上均采取后掠设计，后掠的唇罩5与类三角形台阶压缩面6、进气道口面1的共同作用，可在进气道口面1前形成一定的展向压力梯度，在进气道逆压力梯度的共同作用下，将边界层向两侧排移，此外，后掠的唇罩5可以给向两侧偏移的边界层让出流出的空间，若采用直唇罩5，则两侧边界层无法排出。

设计实例分析

以飞行马赫数0.7为巡航点，设计了一个腹部进气的单进气道双发动机布局的亚声速飞行器半埋入式进气道方案，并将其作为对比方案，采用三维数值模拟技术对其性能进行了分析，其气动性能参数对比如表1所列。

表1本发明亚声速飞行器进气道方案的气动性能(仿真结果)

由表1的仿真结果表明，本发明所提出的设计意图得到了较好的体现，在保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数的同时兼顾了进气道的攻角特性和侧滑角特性。

最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换,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。