本發(fā)明涉及飛行器設(shè)計(jì)領(lǐng)域，尤其是一種超聲速或高超聲速進(jìn)氣道。

背景技術(shù)：

超聲速或高超聲速進(jìn)氣道是高速飛行器的關(guān)鍵氣動(dòng)部件之一，其位于吸氣式推進(jìn)系統(tǒng)的最前端，肩負(fù)著對(duì)來(lái)流進(jìn)行捕獲、增壓、整流以及隔離壓氣機(jī)或燃燒室背壓等多項(xiàng)功能，對(duì)推進(jìn)系統(tǒng)的工作效率、工作包線等均有著直接影響。據(jù)分析，對(duì)于常規(guī)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)而言，進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)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(duì)于更高馬赫工作的沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，進(jìn)氣道則貢獻(xiàn)了30％以上的推力，其影響更為顯著。同時(shí)，超聲速或高超聲速進(jìn)氣道還是聯(lián)系推進(jìn)系統(tǒng)和飛行器的紐帶，對(duì)飛行器的幾何尺寸、迎風(fēng)面積、氣動(dòng)力特性等也有著顯著影響。

對(duì)于高馬赫數(shù)飛行器而言，推進(jìn)系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)寬域推阻平衡的難度加大，特別是低馬赫數(shù)條件下的加速能力尤其難以得到保障。而進(jìn)氣道作為推進(jìn)系統(tǒng)推力特性、飛行器全機(jī)阻力特性的重要影響部件，其設(shè)計(jì)形式和工作特性顯得非常關(guān)鍵。例如，對(duì)于馬赫數(shù)4一級(jí)的飛行器而言，進(jìn)氣道捕獲面積占飛行器全機(jī)迎風(fēng)面積的比例可達(dá)40％以上，而對(duì)于馬赫數(shù)6一級(jí)的飛行器而言，這一比例則可達(dá)到70％以上。為此，必須讓飛行器的前機(jī)體參與進(jìn)氣道的壓縮和流量捕獲，即實(shí)施一體化設(shè)計(jì)。

目前，高速飛行器的進(jìn)氣道布局形式多種多樣，如頭部進(jìn)氣、腹部進(jìn)氣、兩側(cè)進(jìn)氣、雙下側(cè)進(jìn)氣、x形布局進(jìn)氣等，且各有優(yōu)缺點(diǎn)，適合不同的總體設(shè)計(jì)需求。從便于與前機(jī)體實(shí)施一體化設(shè)計(jì)的角度來(lái)評(píng)價(jià)，下頷式進(jìn)氣道布局是一種較為巧妙的設(shè)計(jì)方案，其利用了前體激波進(jìn)行預(yù)壓縮，利用了前體的部分迎風(fēng)面積進(jìn)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(yīng)。美國(guó)、德國(guó)對(duì)下頷式進(jìn)氣道均開展過(guò)較多研究，例如美國(guó)asalm計(jì)劃研制的超聲速巡航導(dǎo)彈便采用了下頷式進(jìn)氣道，德國(guó)dlr最近還一直在對(duì)下頷式進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法、流動(dòng)特性和流動(dòng)控制方法開展研究。但是，由于前機(jī)體均采用軸對(duì)稱的設(shè)計(jì)形式，其仍然存在前體迎風(fēng)面參與流量捕獲的比例不高、前體參與氣流壓縮形式過(guò)于簡(jiǎn)單(甚至存在重新加速現(xiàn)象)、前體非捕獲壓縮面氣動(dòng)阻力偏大等不足。

為此，需要采用新的設(shè)計(jì)思路來(lái)克服上述不足，以提高下頷式進(jìn)氣道與前機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)程度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)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(jìn)氣道，目的為改善進(jìn)氣道的氣動(dòng)性能、降低飛行器的氣動(dòng)阻力。

同時(shí)，本發(fā)明還提供了上述進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明與飛行器前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道采用如下技術(shù)方案：

一種與前體一體化的下頷式超/高超聲速進(jìn)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(cè)的前體頭部過(guò)渡面、連接前體頭部過(guò)渡面后側(cè)的飛行器機(jī)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(cè)的旋成軸對(duì)稱壓縮面、圍繞旋成軸對(duì)稱壓縮面的旋成軸對(duì)稱唇罩、位于旋成軸對(duì)稱唇罩兩側(cè)并連接飛行器機(jī)身型面的后掠側(cè)板、位于飛行器機(jī)身型面內(nèi)部的環(huán)形轉(zhuǎn)圓彎曲擴(kuò)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(duì)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(diǎn)高于飛行器軸線。

本發(fā)明一種與飛行器前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道通過(guò)將飛行器前體頭部進(jìn)行非對(duì)稱設(shè)計(jì)，將頭部尖點(diǎn)向上偏置，提高進(jìn)氣道的捕獲高度，同時(shí)結(jié)合非規(guī)則的捕獲面設(shè)計(jì)，其可以顯著增加進(jìn)氣道的理論捕獲面積和飛行器迎風(fēng)面的利用效率，提高進(jìn)氣道的流量捕獲能力。并且，還可減小飛行器前體頭部上方的激波強(qiáng)度以及迎風(fēng)面積，減小飛行器頭部的氣動(dòng)阻力。通過(guò)將飛行器前體和下頷式進(jìn)氣道的激波系進(jìn)行整體設(shè)計(jì)，其可以更加有效地組織進(jìn)氣道外部的氣流壓縮過(guò)程，避免強(qiáng)激波損失和局部重新加速區(qū)，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)。通過(guò)采用基于流線追蹤法的乘波設(shè)計(jì)，其還可以提高下頷式進(jìn)氣道乘波壓縮面與前體其他型面的融合程度，避免角區(qū)不利流動(dòng)。為此，本發(fā)明的采用對(duì)于提高進(jìn)氣道的流量捕獲能力和總壓恢復(fù)能力、降低飛行器的氣動(dòng)阻力均具有顯著效果。

本發(fā)明提供的上述下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法可采用以下技術(shù)方案；

包括以下步驟：

(1)采用零度攻角的軸對(duì)稱外錐流場(chǎng)作為基準(zhǔn)流場(chǎng)；所述軸對(duì)稱外錐流場(chǎng)的配波形式采用多斜激波壓縮，或者采用斜激波與等熵波組合壓縮；

(2)通過(guò)流線追蹤法獲得局部乘波壓縮面；進(jìn)行流線追蹤的起始線在軸向投影面上為互成夾角的兩條直線；

(3)根據(jù)下頷式進(jìn)氣道所需的捕獲高度，對(duì)局部乘波壓縮面進(jìn)行等比例縮放，獲得局部乘波壓縮面；

(4)將局部乘波壓縮面的母線進(jìn)行延伸，而后旋轉(zhuǎn)生成軸對(duì)稱壓縮面；

(5)將局部乘波壓縮面和軸對(duì)稱壓縮面在縱向?qū)ΨQ面上逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)一個(gè)夾角αc，獲得最終的局部乘波壓縮面、旋成軸對(duì)稱壓縮面；局部乘波壓縮面、旋成軸對(duì)稱壓縮面確定后，以局部乘波壓縮面、旋成軸對(duì)稱壓縮面的各個(gè)邊緣為基準(zhǔn)即可形成旋成軸對(duì)稱唇罩、后掠側(cè)板、環(huán)形轉(zhuǎn)圓彎曲擴(kuò)張管道、前體頭部上表面、前體頭部過(guò)渡面；所述夾角αc為飛行器的巡航攻角。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明與前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道的三維示意圖。

圖2是圖1的側(cè)視圖。

圖3是本發(fā)明與前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道的激波系示意圖。

圖4(a)是本發(fā)明中采用的軸對(duì)稱外錐多道斜激波基準(zhǔn)流場(chǎng)，圖4(b)是軸對(duì)稱外錐一道斜激波和等熵波系組成的基準(zhǔn)流場(chǎng)，圖4(c)是本發(fā)明一種與飛行器前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道的局部乘波壓縮面生成方法示意圖。

圖5是本發(fā)明與飛行器前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道的軸向投影示意圖。

具體實(shí)施方式

請(qǐng)參閱圖1至圖3所示，本發(fā)明與前體一體化的下頷式超聲速或高超聲速進(jìn)氣道包括飛行器前體頭部上表面6、連接飛行器前體頭部上表面6后側(cè)的前體頭部過(guò)渡面7、連接前體頭部過(guò)渡面7后側(cè)的飛行器機(jī)身型面8；位于飛行器前體頭部上表面下方的局部乘波壓縮面1、連接局部乘波壓縮面后側(cè)的旋成軸對(duì)稱壓縮面2、圍繞旋成軸對(duì)稱壓縮面的旋成軸對(duì)稱唇罩3、位于旋成軸對(duì)稱唇罩3兩側(cè)并連接飛行器機(jī)身型面8的后掠側(cè)板4、位于飛行器機(jī)身型面8內(nèi)部的環(huán)形轉(zhuǎn)圓彎曲擴(kuò)張管道5；所述局部乘波壓縮面1的前緣型線9為尖弧形，所述乘波壓縮面1與旋成軸對(duì)稱壓縮面2相接處的橫截面型線10為圓弧形。局部乘波壓縮面1的前緣型線9為尖弧形，所述乘波壓縮面1與旋成軸對(duì)稱壓縮面2相接處的橫截面型線10為圓弧形用以產(chǎn)生下頷式進(jìn)氣道的外壓縮斜激波11和等熵壓縮波系12。其中，在本發(fā)明中，局部乘波壓縮面1的前緣點(diǎn)13高于飛行器軸線14，以提高進(jìn)氣道的捕獲高度。

請(qǐng)參閱圖2，所述下頷式進(jìn)氣道的外壓縮斜激波11由局部乘波壓縮面1的前緣型線9發(fā)出。并且，在設(shè)計(jì)工況下(對(duì)應(yīng)一定的巡航馬赫數(shù)mc和巡航攻角αc)，所述外壓縮斜激波11與等熵壓縮波系12匯聚于軸對(duì)稱唇罩3的前緣線19上游附近。所述等熵壓縮波系12也可以采用一道或多道斜激波23進(jìn)行替換。

旋成軸對(duì)稱壓縮面2和旋成軸對(duì)稱唇罩3的旋轉(zhuǎn)軸線15重合，但與飛行器軸線14呈夾角αc，所述夾角αc為飛行器的巡航攻角。

所述后掠側(cè)板4為平板，后掠側(cè)板前緣16與上游氣流方向17的夾角為銳角，后掠側(cè)板前緣與旋成軸對(duì)稱唇罩3形成尖點(diǎn)18，且該尖點(diǎn)18位于位于軸對(duì)稱唇罩3的前緣線19上。

所述局部乘波壓縮面1的前緣線9、局部乘波壓縮面1的邊緣線20、旋成軸對(duì)稱壓縮面的邊緣線21、旋成軸對(duì)稱唇罩的前緣線19、后掠側(cè)板的前緣線16聯(lián)合構(gòu)成一個(gè)封閉的非規(guī)則圖形，即為進(jìn)氣道的理論捕獲面22。

請(qǐng)參閱圖3，所述局部乘波壓縮面1依據(jù)如下方法進(jìn)行設(shè)計(jì)：

(1)采用零度攻角的軸對(duì)稱外錐24流場(chǎng)作為基準(zhǔn)流場(chǎng)。所述軸對(duì)稱外錐流場(chǎng)的配波形式可以采用多斜激波壓縮25，也可以采用斜激波26與等熵波27組合壓縮。

(2)通過(guò)流線追蹤法獲得局部乘波壓縮面28。進(jìn)行流線追蹤的起始線29、30在軸向投影面上為互成一定夾角的兩條直線。

(3)根據(jù)下頷式進(jìn)氣道所需的捕獲高度，對(duì)局部乘波壓縮面28進(jìn)行等比例縮放，獲得局部乘波壓縮面31。

(4)將局部乘波壓縮面31的母線32進(jìn)行延伸，而后旋轉(zhuǎn)生成軸對(duì)稱壓縮面33。

(5)將局部乘波壓縮面31和軸對(duì)稱壓縮面33在縱向?qū)ΨQ面上逆時(shí)針旋轉(zhuǎn)αc，獲得最終的局部乘波壓縮面1、旋成軸對(duì)稱壓縮面2。而后，相繼設(shè)計(jì)旋成軸對(duì)稱唇罩3、后掠側(cè)板4、環(huán)形轉(zhuǎn)圓彎曲擴(kuò)張管道5、前體頭部上表面6、前體頭部過(guò)渡面7等。

請(qǐng)參閱圖5，在軸向投影面上，進(jìn)氣道理論捕獲面22的形狀為一個(gè)非規(guī)則的五邊形，進(jìn)氣道理論捕獲面底邊34為部分圓弧，其余四邊35、36、37、38均為斜線；通過(guò)調(diào)整前體頭部尖點(diǎn)39的垂直位置以及斜線37、38的夾角，對(duì)進(jìn)氣道的理論捕獲面積進(jìn)行調(diào)整。與飛行器迎風(fēng)面的最大輪廓線40相比，可以看到進(jìn)氣道理論捕獲面積占飛行器迎面面積的比例可以顯著超過(guò)50％。。

本發(fā)明具體實(shí)現(xiàn)該技術(shù)方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實(shí)施方式。應(yīng)當(dāng)指出，對(duì)于本技術(shù)領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來(lái)說(shuō)，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)和潤(rùn)飾，這些改進(jìn)和潤(rùn)飾也應(yīng)視為本發(fā)明的保護(hù)范圍。本實(shí)施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術(shù)加以實(shí)現(xiàn)。