[发明专利]一种亚声速飞行器进气道

说明书

本发明公开了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。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，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。

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。