[發明專利]一種二元可調進氣道與飛行器前體一體化組件及設計方法

有效

• 申請號: 202110377195.1
• 申請日: 2021-04-08
• 公開（公告）號: CN113148192B
• 公開（公告）日: 2022-04-05
• 發明（設計）人: 黃河峽;汪昆;林正康;李燦民;譚慧俊;雷鳴;李斌
• 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
• 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

本發明公開了一種二元可調進氣道與飛行器前體一體化組件，包括一級固定壓縮楔面，二級可調壓縮楔面，喉道段，擴張段，唇罩，驅動電機，連桿部件和側板；所述的飛行器前體包括一級鼓包，二級鼓包，過渡型面和邊條翼。本發明所述的一體化方法將二元可調進氣道與飛行器機身進行高度融合，有效降低飛行器外阻；機身兩級鼓包型面不僅能夠有效排除機身發展的厚的附面層，而且能對超聲速氣流減速增壓，提升進氣道性能。

技術領域

本發明涉及飛行器設計領域，尤其是本發明涉及飛行器的進氣道與前體一體化組件。

背景技術

超聲速進氣道作為吸氣式發動機的關鍵部件之一，主要承擔著捕獲、壓縮自由來流，向下游發動機提供高品質流場的任務。通常飛行器在高速飛行中，機體會發展出較厚的邊界層，進氣道吸入邊界層中的低能流后會導致進氣道性能急劇下降，最終影響發動機的性能。因此，在進氣道的設計中必須對前體發展出的邊界層進行處理。

早期，為了避免進氣道吸入邊界層，工程上會在進氣道與機體間設置隔道，此方法存在諸多弊端，如增大機體重量和飛行阻力等問題。

為此，需要一種新的技術方案以解決上述技術問題。

發明內容

為解決上述問題，本發明提供一種二元可調進氣道與飛行器前體一體化組件，解決如何既在提高無附面層隔道進氣道的性能的同時降低飛行器外阻的技術問題。

本發明同時提供了上述進氣道的設計方法。

為了達到上述目的，本發明提供的二元可調進氣道與飛行器前體一體化組件可采用的技術方案如下：

一種二元可調進氣道與飛行器前體一體化組件，包括進氣道進口、位于進氣道進口前部的二級可調壓縮楔面及位于二級可調壓縮楔面前部的一級固定壓縮楔面(3)；其特征在于，所述一級固定壓縮楔面前方連接有二級鼓包，二級鼓包前方連接有一級鼓包；一級鼓包和二級鼓包均基于外錐流場流線追蹤而來；一級鼓包預壓縮角θ₁取值0-5°，二級鼓包預壓縮角θ₂取值0-5°；

所述一級鼓包的后部兩側向外分別傾斜延伸出邊條翼，且兩側的邊條翼為對稱設置的，兩側邊條翼自前向后逐漸向后擴展且邊條翼低于二級鼓包、一級固定壓縮楔面及二級可調壓縮楔面的高度；所述二級可調壓縮楔面的兩側向上延伸出側板，該側板自前向后延伸至進氣道進口處；

所述二級鼓包、一級固定壓縮楔面及側板與邊條翼之前通過過渡型面連接，該過渡型面將邊條翼與一級鼓包、二級鼓包之間連續的弧面過渡。

進一步的，所述的二元可調進氣道的側板起始于二級可調壓縮楔面和唇罩，向后延展形成雙后掠角。

進一步的，所述的二元可調進氣道的一級固定壓縮楔面與前體的第二級鼓包后緣相連，其壓縮角度為8°；所述的過渡型面展向終止于進氣道側板，與側壁形成三角狀階梯。

進一步的，還包括喉道段，擴張段，連桿部件和驅動裝置；所述二級可調壓縮楔面為定軸轉動的剛性部件，轉軸點為可調壓縮楔面與一級固定壓縮楔面的轉軸處。

進一步的，所述二級可調壓縮楔面和喉道段開有分區的放氣槽；所述的放氣槽進口位置覆蓋進氣道在全馬赫數范圍工作時唇罩入射激波的入射點。

進一步的，過渡型面、邊條翼、一級鼓包、二級鼓包、一級固定壓縮楔面之間沒有任何突出物及縫隙。

進一步的，在可調進氣道內收縮段設置三個泄流腔；在進氣道喉道位置處設置了兩個泄流腔。

進一步的，二級可調壓縮楔面內側與連桿部件一端鉸接；連桿部件的另一端與驅動裝置的輸出端鉸接，驅動裝置的輸出端向前或者向后移動，帶動連桿部件轉動而使二級可調壓縮楔面將喉道段截面積變小或變大。

進一步的，一級鼓包和二級鼓包均基于外錐流場流線追蹤而來。