[發明專利]與前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進氣道及設計方法

有效

• 申請號: 201710413278.5
• 申請日: 2017-06-05
• 公開（公告）號: CN107089340B
• 公開（公告）日: 2018-07-27
• 發明（設計）人: 譚慧俊;莊逸;任志文;盛發家;劉亞洲;黃河峽
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02;B64F5/00
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發明提供了一種與飛行器前體一體化的下頷式超聲速/高超聲速進氣道及設計方法。所述下頷式超/高超聲速進氣道包括局部乘波壓縮面、旋成軸對稱壓縮面、旋成軸對稱唇罩、后掠側板、環形轉圓彎曲擴張管道、前體頭部上表面、前體頭部過渡面、飛行器機身型面。通過將飛行器前體頭部進行非對稱設計，并結合非規則的捕獲面設計，可以顯著增加進氣道的理論捕獲面積和飛行器迎風面的利用效率，并減小飛行器前體頭部上方的激波強度以及迎風面積。通過將飛行器前體和下頷式進氣道的激波系進行整體設計，其可避免強激波損失和局部重新加速區。為此，本發明對于提高進氣道的流量捕獲能力和總壓恢復能力、降低飛行器的氣動阻力均具有顯著效果。

技術領域

本發明涉及飛行器設計領域，尤其是一種超聲速或高超聲速進氣道。

背景技術

超聲速或高超聲速進氣道是高速飛行器的關鍵氣動部件之一，其位于吸氣式推進系統的最前端，肩負著對來流進行捕獲、增壓、整流以及隔離壓氣機或燃燒室背壓等多項功能，對推進系統的工作效率、工作包線等均有著直接影響。據分析，對于常規渦輪發動機而言，進氣道總壓恢復系數每上升1％，可使其推力增加1.5％，單位燃油消耗率下降2.5％；而對于更高馬赫工作的沖壓發動機，進氣道則貢獻了30％以上的推力，其影響更為顯著。同時，超聲速或高超聲速進氣道還是聯系推進系統和飛行器的紐帶，對飛行器的幾何尺寸、迎風面積、氣動力特性等也有著顯著影響。

對于高馬赫數飛行器而言，推進系統實現寬域推阻平衡的難度加大，特別是低馬赫數條件下的加速能力尤其難以得到保障。而進氣道作為推進系統推力特性、飛行器全機阻力特性的重要影響部件，其設計形式和工作特性顯得非常關鍵。例如，對于馬赫數4一級的飛行器而言，進氣道捕獲面積占飛行器全機迎風面積的比例可達40％以上，而對于馬赫數6一級的飛行器而言，這一比例則可達到70％以上。為此，必須讓飛行器的前機體參與進氣道的壓縮和流量捕獲，即實施一體化設計。

目前，高速飛行器的進氣道布局形式多種多樣，如頭部進氣、腹部進氣、兩側進氣、雙下側進氣、X形布局進氣等，且各有優缺點，適合不同的總體設計需求。從便于與前機體實施一體化設計的角度來評價，下頷式進氣道布局是一種較為巧妙的設計方案，其利用了前體激波進行預壓縮，利用了前體的部分迎風面積進行流量捕獲，并可一定程度上避免前體外凸段的氣流膨脹加速效應。美國、德國對下頷式進氣道均開展過較多研究，例如美國ASALM計劃研制的超聲速巡航導彈便采用了下頷式進氣道，德國DLR最近還一直在對下頷式進氣道的設計方法、流動特性和流動控制方法開展研究。但是，由于前機體均采用軸對稱的設計形式，其仍然存在前體迎風面參與流量捕獲的比例不高、前體參與氣流壓縮形式過于簡單(甚至存在重新加速現象)、前體非捕獲壓縮面氣動阻力偏大等不足。

為此，需要采用新的設計思路來克服上述不足，以提高下頷式進氣道與前機體的一體化設計程度。

發明內容

本發明提供一種與飛行器前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進氣道，目的為改善進氣道的氣動性能、降低飛行器的氣動阻力。

同時，本發明還提供了上述進氣道的設計方法。

為達到上述目的，本發明與飛行器前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進氣道采用如下技術方案：

一種與前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進氣道，包括飛行器前體頭部上表面、連接飛行器前體頭部上表面后側的前體頭部過渡面、連接前體頭部過渡面后側的飛行器機身型面；位于飛行器前體頭部上表面下方的局部乘波壓縮面、連接局部乘波壓縮面后側的旋成軸對稱壓縮面、圍繞旋成軸對稱壓縮面的旋成軸對稱唇罩、位于旋成軸對稱唇罩兩側并連接飛行器機身型面的后掠側板、位于飛行器機身型面內部的環形轉圓彎曲擴張管道；所述局部乘波壓縮面的前緣型線為尖弧形，所述乘波壓縮面與旋成軸對稱壓縮面相接處的橫截面型線為圓弧形；局部乘波壓縮面的前緣點高于飛行器軸線。