本發(fā)明涉及飛行器設計領域，尤其是一種可用于亞聲速進氣道的一體化流動控制技術。

背景技術：

進氣道作為吸氣式推進系統(tǒng)的重要部件之一，肩負著流量捕獲與調(diào)節(jié)、來流動能轉(zhuǎn)化與利用、出口流速大小與均勻性調(diào)節(jié)等多項功能，對整個推進系統(tǒng)的工作效率有著直接的影響。出于減小氣動阻力、雷達散射截面(rcs)，以及提升飛行器隱身性能等方面的考慮，越來越多的先進亞聲速飛行器采用了埋入式進氣道或者無隔道s彎進氣道的設計方案。

然而，由于埋入式進氣道的進氣口與機身表面完全融合，因此無法像其他常規(guī)進氣道那樣在進口前方設置邊界層隔道，這將不可避免地導致大量沿機體發(fā)展而來的低能邊界層氣流被卷吸進入進氣道的內(nèi)通道。此外，埋入式進氣道往往是和基于多邊形截面的隱身外形飛行器結(jié)合使用的，因此進口位于平面上的埋入式進氣道常常面臨進氣效率低的問題。為了解決此問題，研究者往往將主進氣口設計成類矩形，利用進口側(cè)棱誘導的側(cè)棱旋渦增加進氣效率。側(cè)棱旋渦的增強固然能在一定程度上增加進氣效率，然而與此同時，過強的旋渦也會導致進氣道內(nèi)的總壓恢復系數(shù)降低、流場畸變指數(shù)增大等問題?；谏鲜鲈?，與常規(guī)進氣道相比，埋入式進氣道的出口總壓恢復系數(shù)通常較低，流場畸變指數(shù)也一般較高，甚至在部分飛行狀態(tài)下難以與發(fā)動機恰當匹配。

對無隔道s彎進氣道而言，由于其吸入了機體邊界層氣流，且內(nèi)管道存在兩個反向的彎曲，因而二次流現(xiàn)象非常顯著，使得其氣動性能偏低。但是，為了避免常規(guī)邊界層隔道所導致的雷達散射截面增加以及氣動阻力增加，從全機綜合性能的角度來看無隔道s彎進氣道方案還是非常有吸引力的。

為了提高上述兩種進氣道的氣動性能，有研究考慮在埋入式進氣道、無隔道s彎進氣道進口上游的飛行器機身上安裝吹氣裝置，以減少進入進氣道內(nèi)部的機身邊界層氣流。結(jié)果發(fā)現(xiàn)，雖然這種方法能夠使進氣道出口的總壓恢復系數(shù)略有提高，且能改善進氣道出口的總壓畸變指數(shù)，使其達到發(fā)動機穩(wěn)定工作的要求，但由于需要額外的高壓氣源，會影響發(fā)動機的總推力特性和壓氣機工作特性，并且?guī)斫Y(jié)構(gòu)復雜程度增加、重量增加等不利因素，因此對飛行器的整體工作性能改善程度十分有限。另外，還有研究考慮在進氣口上游的機體上或者進氣道的內(nèi)通道壁上開槽，槽道出口直接通向飛行器的機體外，這種措施可以將壁面附近的低能流直接放出機體，但同時也會不可避免的帶來額外的放氣阻力。并且，在機體表面開口也會對飛行器的雷達隱身性能帶來不利影響。

此外，對一般的飛行器而言，除了需要設計給發(fā)動機供氣的主進氣道以外，還需要安置輔助進氣裝置，以冷卻發(fā)動機艙內(nèi)部的設備。需要指出的是，通過該類輔助進氣裝置的氣體流量相對較小，且對總壓恢復系數(shù)、流場畸變等氣動性能的要求并不高。由于分屬于不同的飛行器子系統(tǒng)，輔助進氣裝置往往與主進氣道分開設計，通過專門設計且獨立布置在機體其它部位的輔助進氣裝置進行引氣，這會導致一定的氣動阻力，對飛行器的雷達隱身性能也不利。

技術實現(xiàn)要素：

為解決上述問題，本發(fā)明提供一種具備一體流動控制的飛行器，能夠有效減小低能流對進氣道內(nèi)流場的不利影響，顯著改善進氣道的總壓恢復系數(shù)和出口均勻性，并且還可以利用這一部分低能流帶來引射增推、冷卻發(fā)動機艙內(nèi)設備等有益效果。

同時，本發(fā)明還提供了上述飛行器的氣動匹配設計方法。

為達到上述目的，本發(fā)明具備一體流動控制的飛行器可采用如下技術方案：

一種具備一體流動控制的飛行器，包括進氣道、排泄流道、連接在排泄流道后端的發(fā)動機艙及引射噴管；所述進氣道包括唇口、進氣口、自進氣口向后延伸的進口導流面和內(nèi)通道；所述排泄流道的出口處設置發(fā)動機艙，且排泄流道與進氣道的連通處位于內(nèi)通道出口的前端；所述排泄流道包括連接內(nèi)通道的排泄管道及連接排泄管道和發(fā)動機艙的流量限制喉道。

有益效果：在現(xiàn)有技術中，進氣道進行流動控制時泄除的低能流是直接排出飛行器機身外的，這帶來了額外的放氣阻力，也對飛行器雷達隱身不利。相對于該現(xiàn)有技術中存在的低能流，本發(fā)明通過設置排泄流道將進氣道內(nèi)的低能流引入發(fā)動機艙內(nèi)，首先對舵機、散熱器等內(nèi)置設備進行冷卻，而后通過發(fā)動機艙后部專門設計的引射噴管進行引射排除，進一步起到了引射增推的效果，故形成了進氣道/發(fā)動機艙/引射噴管一體的流動控制技術。并且，本發(fā)明還避免了在為了排除低能流而在飛行器表面開口，從而對飛行器雷達隱身特性有利。為此，本發(fā)明不僅可以有效提升進氣道的總壓恢復系數(shù)和出口均勻性，同時在引射增推、降低放氣阻力、冷卻艙內(nèi)設備、改善飛行器雷達隱身性能等方面也帶來了明顯收益。

同時，本發(fā)明提供的上述進氣道的氣動匹配設計方法可采用以下技術方案：

包括如下步驟：

(1).針對進氣道、排泄流道模型，利用三維數(shù)值模擬或者風洞試驗，獲得不同工況下單獨采用排泄流道對進氣道進行流動控制時通過排泄流道泄除的空氣流量和排泄流道出口處的壓強，然后將這一系列空氣流量離散數(shù)據(jù)點及排泄流道出口處壓強離散數(shù)據(jù)點在流量～壓力圖上擬合成一條曲線，該曲線即排泄流道工作特性曲線，同時記錄不同泄除流量下進氣道總壓恢復、畸變指數(shù)等工作性能參數(shù)；

(2).針對發(fā)動機艙/引射噴管/發(fā)動機主噴管模型，利用三維數(shù)值模擬或者風洞試驗，獲得不同發(fā)動機艙入口壓強下引射噴管單獨工作時引射的流量，然后將這一系列發(fā)動機艙入口壓強離散數(shù)據(jù)點及對應的流量離散數(shù)據(jù)點在流量～壓力圖上擬合成一條曲線，該曲線即引射噴管工作特性曲線。這里，發(fā)動機主噴管工作狀態(tài)與步驟中的進氣道工作狀態(tài)必須對應于同一發(fā)動機的同一工作轉(zhuǎn)速；

(3).根據(jù)排泄流道和引射噴管兩者間流量連續(xù)的基本原理和發(fā)動機艙工作壓力相同的條件，求得排泄流道工作特性曲線和引射噴管工作特性曲線兩者在流量～壓力圖上的交點，該交點即為進氣道/排泄流道/發(fā)動機艙/引射噴管的匹配共同工作點；

(4).若在得到的匹配共同工作點上，排泄流道泄除的空氣流量不滿足發(fā)動機總體要求，則應該對排泄流道內(nèi)的流量限制喉道進行調(diào)整，并重復上述過程，直至滿足總體要求。

附圖說明

圖1是具有無隔道s彎進氣道的飛行器進氣道位置的剖視示意圖。

圖2具有埋入式進氣道的飛行器進氣道前半段位置的剖視示意圖。。

圖3是具有埋入式進氣道的飛行器進氣道后半段位置的剖視示意圖。

圖4是進氣道/發(fā)動機艙/引射噴管氣動匹配設計方法示意圖。

具體實施方式

如圖1、圖2、圖3所示，本發(fā)明公開一種具備一體流動控制的飛行器，包括進氣道1、排泄流道2、發(fā)動機艙3及引射噴管4。所述進氣道1包括唇口103、進氣口101、自進氣口向后延伸的進口導流面102和內(nèi)通道104；所述排泄流道2的一端連通進氣道1而另一端連通發(fā)動機艙3，且排泄流道2與進氣道1的連通處位于內(nèi)通道出口的前端；所述排泄流道2包括連接內(nèi)通道104的排泄管道201及連接排泄管道201和發(fā)動機艙3的流量限制喉道202。

請結(jié)合圖1所示，當進氣道1為s彎型進氣道時，排泄流道2與內(nèi)通道104連通處布置在進口導流面102上，所述進口導流面102的定義為：進氣道自進氣口向后延伸的內(nèi)通道104的下壁面。其中流量限制喉道202可以用來調(diào)節(jié)放氣流量。排泄流道2直接通向發(fā)動機艙3，進氣道內(nèi)通道104內(nèi)的近壁低能流可經(jīng)由排泄流道2引入發(fā)動機艙3，并對發(fā)動機艙3內(nèi)的舵機等艙內(nèi)設備進行冷卻。發(fā)動機艙3內(nèi)的氣體在冷卻艙內(nèi)設備后被吸入引射噴管4，并在噴管的引射作用下被排入大氣。

請結(jié)合圖2及圖3所示，當進氣道1為埋入式進氣道時，排泄流道2與內(nèi)通道104連通處布置在進氣道內(nèi)通道104的側(cè)壁上。進氣道1內(nèi)的低能流和側(cè)棱旋渦可經(jīng)由排泄流道2引入發(fā)動機艙3，并對發(fā)動機艙3內(nèi)的舵機等艙內(nèi)設備進行冷卻。發(fā)動機艙3內(nèi)的氣體在冷卻艙內(nèi)設備后被吸入引射噴管4，并在噴管的引射作用下被排入大氣。

通過以上進氣道/發(fā)動機艙/引射噴管一體的流動控制技術，本發(fā)明避免了在飛行器表面開口，這大大降低了飛行器的氣動阻力并能提升其雷達隱身性能。此外，排泄流道2、發(fā)動機艙3以及引射噴管4充分利用了進氣道內(nèi)部的低品質(zhì)氣流，在冷卻艙內(nèi)設備、提高進氣道總壓恢復系數(shù)和出口均勻性、增加推力等方面取得了明顯的收益。

此外，如圖4所示，本發(fā)明還提供了本發(fā)明中的飛行器的設計方法。由于本發(fā)明采用了進氣道/發(fā)動機艙/引射噴管一體化的流動控制技術，因此進氣道與引射噴管的工況顯然是耦合在一起的，因此需要設法確定兩者的共同工作點。具體方法如下：

(1).首先，針對進氣道、排泄流道模型，利用三維數(shù)值模擬或者風洞試驗，獲得不同工況下單獨采用排泄流道2對進氣道1進行流動控制時通過排泄流道泄除的空氣流量和排泄流道出口處的壓強，然后將這一系列空氣流量離散數(shù)據(jù)點及排泄流道出口處壓強離散數(shù)據(jù)點在流量～壓力圖上擬合成一條曲線，該曲線即排泄流道工作特性曲線5，同時記錄不同泄除流量下進氣道總壓恢復、畸變指數(shù)等工作性能參數(shù)；

(2).然后，針對發(fā)動機艙/引射噴管/發(fā)動機主噴管模型，利用三維數(shù)值模擬或者風洞試驗，獲得不同發(fā)動機艙3入口壓強下引射噴管4單獨工作時引射的流量，然后將這一系列發(fā)動機艙3入口壓強離散數(shù)據(jù)點及對應的流量離散數(shù)據(jù)點在流量～壓力圖上擬合成一條曲線，該曲線即引射噴管工作特性曲線6。這里，發(fā)動機主噴管工作狀態(tài)與步驟(1)中的進氣道工作狀態(tài)必須對應于同一發(fā)動機的同一工作轉(zhuǎn)速；

(3).根據(jù)排泄流道2和引射噴管4兩者間流量連續(xù)的基本原理和發(fā)動機艙工作壓力相同的條件，求得排泄流道工作特性曲線5和引射噴管工作特性曲線6兩者在流量～壓力圖上的交點7，該交點7即為進氣道/排泄流道/發(fā)動機艙/引射噴管的匹配共同工作點；

(4).若在得到的匹配共同工作點上，排泄流道2泄除的空氣流量不滿足發(fā)動機總體要求，則應該對排泄流道2內(nèi)的流量限制喉道202進行調(diào)整，并重復上述過程，直至滿足總體要求。

(5).根據(jù)匹配工作點上排泄流道的泄除流量，以及第一步中記錄的不同泄除流量下進氣道總壓恢復、畸變指數(shù)等工作性能參數(shù)，確定匹配工作點上進氣道的工作性能參數(shù)。

本發(fā)明具體實現(xiàn)該技術方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發(fā)明的優(yōu)選實施方式。應當指出，對于本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發(fā)明的保護范圍。本實施例中未明確的各組成部分均可用現(xiàn)有技術加以實現(xiàn)。