一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法技术

本发明专利技术涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法。根据隐身飞行器的飞行马赫数、发动机需求流量、埋入式进气道出口面积及出口马赫数确定埋入式进气道内流道的中心线沿程变化规律、截面积沿程变化规律、圆角矩形的圆角部分半径变化规律、内流道喉道面积及埋入式进气道唇口面积；通过分析气流在埋入式进气道唇口附近形成的旋涡情况，以此设计唇口形状和确定唇口与飞行器机身过渡倒圆半径沿弧长变化规律。相较于现有技术，本发明专利技术提供了内流道中心线、截面积、圆角矩形圆角部分半径及唇口与进气道进口过渡倒圆半径的沿程变化规律，针对隐身飞行器使用该设计方法设计的背负式埋入式进气道方便快捷，性能优越，有效提高了此类进气道设计的方便性和灵活性。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及发动机进气道，具体涉及一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法。

技术介绍

1、随着航空技术的发展，越来越多的学者在关注飞行器高速性的同时，也在追求飞行器的隐身性能，提高其在现代战争中的生存能力；而使用埋入式进气道的飞行器的特点就是具有高隐身性能，埋入式进气道将进气道的进口和机身外表面连成一体，把整个内流道埋入机身之中。这样的设计使机身表面不存在任何的凸起，不仅减小了雷达的散射面积，提高其隐身性能，还有效降低了飞行过程中的迎风阻力。

2、然而，埋入式进气道的进口完全置于机身表面之中，无法直接利用来流冲压进气，它仅能依靠进口处垂直于来流方向的压力梯度和侧棱产生的漩涡进气；同时隐身飞行器的机身前体较长，来流边界层自然发展到进气道进口位置时已经变得非常厚，且气流流经进气道弯曲的内流道时，可能产生流动分离。上述情况导致总压损失和气流掺混损失较大，大量的低能流进入到埋入式进气道中，使得进气道出口截面总压恢复系数较低，畸变指数较大。由于这些问题的存在，埋入式进气道在飞行器中的应用受到了较大的限制。

3、有研究表明，若对背负式埋入本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，所设计的进气道包括进气道内流道(3)、自飞行器机身(1)开口形成的进气道进口，自进气道进口向内凹陷形成的进气道唇口(2)；进气道进口与唇口(2)之间为过渡倒圆；所述进气道内流道(3)包括与进气道唇口(2)连接的过渡段(4)、与过渡段后端连接的喉道(12)、与喉道后端连接的转弯段(5)以及与转弯段后端连接的出口等直段(6)；所述进气道唇口(2)包括前缘(8)、后缘(10)及位于两侧的侧棱(9)，所述侧棱(9)为两条自前向后向外逐渐扩展的第一直线，所述前缘(8)为自前向后宽度逐渐变大的圆弧线；后缘(10)包括两条自该唇口(2)对称中心倾斜的第二...

【技术特征摘要】

1.一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，所设计的进气道包括进气道内流道(3)、自飞行器机身(1)开口形成的进气道进口，自进气道进口向内凹陷形成的进气道唇口(2)；进气道进口与唇口(2)之间为过渡倒圆；所述进气道内流道(3)包括与进气道唇口(2)连接的过渡段(4)、与过渡段后端连接的喉道(12)、与喉道后端连接的转弯段(5)以及与转弯段后端连接的出口等直段(6)；所述进气道唇口(2)包括前缘(8)、后缘(10)及位于两侧的侧棱(9)，所述侧棱(9)为两条自前向后向外逐渐扩展的第一直线，所述前缘(8)为自前向后宽度逐渐变大的圆弧线；后缘(10)包括两条自该唇口(2)对称中心倾斜的第二直线，且该两条第二直线相交处形成钝角；两条第二直线相交处在后缘(10)与侧棱(9)相交处的较前位置，侧棱(9)与后缘(10)相交处为圆弧倒角(11)；其特征在于，该设计方法包括如下步骤：

2.根据权利要求1所述的隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，其特征在于，所述中心线形状变化规律通过以下公式进行计算：

3.根据权利要求2所述的隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，其特征在于，所述系数a范围为-6～4，系数b范围为-8～6，系数c范围为-3～3，且系数a、b、c满足a+b+c＝1。

4.根据权利要求1所述的隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，其特征在于，所述进气道进口截面面积通过以下公式确定：

5.根据权利要求1所述的隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，其特征在于，...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄河峡，周志宏，唐学斌，李方波，徐晨恩，许耀宇，林正康，兰磊，吕凡熹，赵飞，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：