[发明专利]埋入式进气道唇口的设计方法

说明书

本发明提供一种埋入式进气道唇口的设计方法，通过合理选择进气道内通道中心线上的控制点位置，可以得到控制与水平方向相位角的基准线。通过改变该相位角，可以得到一系列基准面。在该基准面上构造出平面样条曲线，满足曲线端点处切向矢量的方向约束以及曲线的形状变化约束，从而将平面曲线和样条曲线的思想引入到唇口修型的过程中；可以较好地完成一般情况下的埋入式进气道唇口的设计。采用该方法所完成的过渡曲面，可以保证与机身外表面以及进气道内通道曲面的光滑过渡。

技术领域

本发明涉及埋入式进气道设计技术领域，尤其设计一种埋入式进气道唇口的设计方法。

背景技术

埋入式进气道是一种将进口埋入机身或机翼之中，不呈现任何突起部分的特殊进气道。这样的设计能够有效地减小飞行器的迎风面积，降低迎风阻力和雷达散射截面积，从而具有较好的隐身性能。除了上述优点外，由于其与机身融于一体，可使飞行器周向尺寸相对减小，有利于飞行器的安放、携带和箱式发射。以上诸多的优势使得埋入式进气道愈来愈受到国内外研究者的关注。

埋入式进气道唇口修型即唇口过渡面的生成是埋入式进气道设计中的难点：埋入式进气道唇口兼具进气道和机身外形气动设计的特点，唇口过渡面必须满足外形和内通道的形状约束，即需要保证与飞行器机身表面以及进气道内通道表面的光滑过渡。唇口埋入式进气道唇口设计也是埋入式进气道设计的关键所在：唇口侧棱形状决定了卷吸涡的强度，也直接影响进气道出口的总压恢复和畸变度，大部分提高埋入式进气道性能的工作都是围绕着唇口设计而展开的。但与此同时，在国内外公开的文献中，尚未见到关于埋入式进气道唇口的详细设计方法。由于飞行器机身曲面与气动S弯通道的形态差别较大，从前唇口到后唇口的圆周方向上，曲面上各点曲率、切矢方向变化较大，因此，作为过渡曲面的埋入式进气道唇口曲面三维效应比较强。比较难于总结出唇口曲面的设计变量以及其变化规律，这样也就很难设计出埋入式进气道唇口。因此构造该曲面比较困难，难以用一种方法或者一张曲面来构造。

发明内容

在下文中给出关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。其目的仅仅是以简化的形式给出某些概念，以此作为稍后论述的更详细描述的前序。

为解决上述问题，本发明提出一种埋入式进气道唇口的设计方法，能够有效提高埋入式进气道唇口设计的可靠性和方便性。

一种埋入式进气道唇口的设计方法，包括：

导入机身实体构型和进气道内通道构型，将所述进气道内通道构型与机身构型进行相贯，获得前唇口相贯线和后唇口相贯线，根据进气道总长确定进气道前唇口起点，并设计后唇口起点；

根据所述前唇口相贯线和前唇口起点设计前唇口型线，根据所述后唇口起点和后唇口相贯线设计后唇口型线；

根据所述前唇口型线端点和后唇口型线端点确定进气道内外通道剖切面，根据所述进气道内外通道剖切面确定进气道内轮廓线；

构建机身圆柱面和子午面，分别设计得到脊线在圆柱面的第一投影线和在子午面上的第二投影线，根据所述第一投影线和第二投影线确定脊线；

设计外轮廓线在圆柱面的第三投影线，根据所述第三投影线和机身曲面确定外轮廓线；

确定唇口各相位截面线，根据所述外轮廓线、内轮廓线、脊线以及唇口各相位截面线扫掠获得进气道唇口曲面。

本发明提供的埋入式进气道唇口的设计方法，实现了复杂变截面埋入式进气道唇口的型面生成，初步展示了该进气道唇口设计方法的可行性，为高亚声速埋入式进气道唇口设计方法的参数化研究打下了基础，有效提高埋入式进气道唇口设计的可靠性和方便性。

附图说明