一种低阻高效的亚声速进气道制造技术

本发明专利技术公开了一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。本进气道结构不同于常规的亚声速进气道，进气道口面前既无边界层隔道也没有凸起的鼓包，通过后掠形的尖唇口与机身的一体化融合，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减小飞行器的迎风面积，从而降低阻力。从而降低阻力。从而降低阻力。

【技术实现步骤摘要】
一种低阻高效的亚声速进气道


[0001]本专利技术涉及飞行器设计领域，具体涉及一种低阻高效的亚声速进气道。

技术介绍

[0002]飞机减阻问题一直以来都是航空航天领域发展的重点，进气道作为发动机的首端部件，其设计和研发一般也会从减阻的角度出发。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，因此它是保证发动机正常工作的部件之一。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。
[0003]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，为此会使得飞行器的气动阻力增加而且增加了重量和结构复杂性。
[0004]无隔道进气道，也称Bump进气道，原是由洛克希德
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马丁公司设计并在F
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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(Diverterless Supersonic Inlet，简称DSI)”，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。
[0005]为了更进一步减小阻力，本专利技术提出了一种低阻高效的亚声速进气道。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种低阻高效的亚声速进气道，以解决
技术介绍
中提到的问题。为实现上述目的，本专利技术提供如下技术方案：一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。
[0007]优选的，所述进气道内通道包括自进气道口面向后且向机身内部弯折延伸的内管道，所述进气道内通道的后端为进气道出口面。
[0008]优选的，所述唇罩的唇口前缘和侧唇口均采取后掠设计。
[0009]优选的，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的效果。
[0010]本专利技术的技术效果和优点：本进气道结构不同于常规的亚声速进气道，进气道口面前既无边界层隔道也没有凸起的鼓包，通过后掠形的尖唇口与机身的一体化融合，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减小飞行器的迎风面积，从而降低阻力。
附图说明
[0011]图1为本专利技术的三维轴侧示意图；
[0012]图2为本专利技术的进口局部放大轴侧示意图；
[0013]图3为本专利技术的仰视图；
[0014]图4为本专利技术的侧视图。
[0015]图中：1
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进气道口面，2
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进气道内通道，3
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唇罩，4
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机身。
具体实施方式
[0016]为了使本专利技术的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本专利技术，在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以两个元件内部的连通。
[0017]实施例
[0018]如图1
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图4所示的一种低阻高效的亚声速进气道，位于进气道前端的进气道口面1，自进气道口面1向后延伸的进气道内通道2，包围进气道口面1的进气道唇罩3，与进气道口面1和进气道唇罩3相连接的机身4。进气道口面1形状根据机身4的外形来确定，要求与机身4达到一体化融合的效果。进气道内通道2包括自进气道口面1向后且向机身内部弯折延伸的内管道，进气道内通道2的后端为进气道出口面。
[0019]其中，唇罩3包围进气道口面1并且与机身4光滑连接，唇罩3的前缘和侧唇口均采取后掠设计，后掠的尖唇罩3与机身4、进气道口面1的共同作用，可在进气道口面1前形成一定的展向压力梯度，在进气道逆压力梯度的共同作用下，将边界层向两侧排移。此外，后掠的唇罩3可以给向两侧偏移的边界层让出流出的空间，若采用直唇罩，则两侧边界层无法排出。
[0020]设计实例分析：
[0021]以飞行马赫数0.7为巡航点，设计了一个腹部进气的无边界层隔道和鼓包的亚声速飞行器进气道方案，并采用三维数值模拟技术对其性能进行了分析，其气动性能参数如表1所列，对比方案为有边界层隔道进气道和DSI进气道，仿真结果表明，本专利技术所提出的设计意图得到了较好的体现，虽然进气道的总压恢复系数小幅降低但飞行器阻力大幅下降。
[0022]表1本专利技术亚声速飞行器进气道方案的阻力(仿真结果)
[0023][0024]本专利技术的示意图是以飞行器腹部进气布局方案为例进行说明，对于背部进气和两侧进气布局，对于单进气道单发动机以及单进气道多发动机(两台发动机以上)方案，本专利技术也同样适用。
[0025]最后应说明的是：以上所述仅为本专利技术的优选实施例而已，并不用于限制本专利技术，尽管参照前述实施例对本专利技术进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本专利技术的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本专利技术的保护范围之内。
本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，其特征在于：所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。2.根据权利要求1所述的一种低阻高效的亚声速进气道，其特征在于：所述进气道内通道包括自进气道口面向后且向机身内部弯折延...

【专利技术属性】
技术研发人员：张洪雷，周瑜，林景，张雅帅，张文浩，李洋鹏，寇倍豪，王礼洋，
申请(专利权)人：上海甘石星经智能科技有限公司，
类型：发明
国别省市：