与前体一体化的下颔式超/高超声速进气道及设计方法与流程

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种超声速或高超声速进气道。

背景技术：

超声速或高超声速进气道是高速飞行器的关键气动部件之一，其位于吸气式推进系统的最前端，肩负着对来流进行捕获、增压、整流以及隔离压气机或燃烧室背压等多项功能，对推进系统的工作效率、工作包线等均有着直接影响。据分析，对于常规涡轮发动机而言，进气道总压恢复系数每上升1％，可使其推力增加1.5％，单位燃油消耗率下降2.5％；而对于更高马赫工作的冲压发动机，进气道则贡献了30％以上的推力，其影响更为显著。同时，超声速或高超声速进气道还是联系推进系统和飞行器的纽带，对飞行器的几何尺寸、迎风面积、气动力特性等也有着显著影响。

对于高马赫数飞行器而言，推进系统实现宽域推阻平衡的难度加大，特别是低马赫数条件下的加速能力尤其难以得到保障。而进气道作为推进系统推力特性、飞行器全机阻力特性的重要影响部件，其设计形式和工作特性显得非常关键。例如，对于马赫数4一级的飞行器而言，进气道捕获面积占飞行器全机迎风面积的比例可达40％以上，而对于马赫数6一级的飞行器而言，这一比例则可达到70％以上。为此，必须让飞行器的前机体参与进气道的压缩和流量捕获，即实施一体化设计。

目前，高速飞行器的进气道布局形式多种多样，如头部进气、腹部进气、两侧进气、双下侧进气、x形布局进气等，且各有优缺点，适合不同的总体设计需求。从便于与前机体实施一体化设计的角度来评价，下颔式进气道布局是一种较为巧妙的设计方案，其利用了前体激波进行预压缩，利用了前体的部分迎风面积进行流量捕获，并可一定程度上避免前体外凸段的气流膨胀加速效应。美国、德国对下颔式进气道均开展过较多研究，例如美国asalm计划研制的超声速巡航导弹便采用了下颔式进气道，德国dlr最近还一直在对下颔式进气道的设计方法、流动特性和流动控制方法开展研究。但是，由于前机体均采用轴对称的设计形式，其仍然存在前体迎风面参与流量捕获的比例不高、前体参与气流压缩形式过于简单(甚至存在重新加速现象)、前体非捕获压缩面气动阻力偏大等不足。

为此，需要采用新的设计思路来克服上述不足，以提高下颔式进气道与前机体的一体化设计程度。

技术实现要素：

本发明提供一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道，目的为改善进气道的气动性能、降低飞行器的气动阻力。

同时，本发明还提供了上述进气道的设计方法。

为达到上述目的，本发明与飞行器前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道采用如下技术方案：

一种与前体一体化的下颔式超/高超声速进气道，包括飞行器前体头部上表面、连接飞行器前体头部上表面后侧的前体头部过渡面、连接前体头部过渡面后侧的飞行器机身型面；位于飞行器前体头部上表面下方的局部乘波压缩面、连接局部乘波压缩面后侧的旋成轴对称压缩面、围绕旋成轴对称压缩面的旋成轴对称唇罩、位于旋成轴对称唇罩两侧并连接飞行器机身型面的后掠侧板、位于飞行器机身型面内部的环形转圆弯曲扩张管道；所述局部乘波压缩面的前缘型线为尖弧形，所述乘波压缩面与旋成轴对称压缩面相接处的横截面型线为圆弧形；局部乘波压缩面的前缘点高于飞行器轴线。

本发明一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道通过将飞行器前体头部进行非对称设计，将头部尖点向上偏置，提高进气道的捕获高度，同时结合非规则的捕获面设计，其可以显著增加进气道的理论捕获面积和飞行器迎风面的利用效率，提高进气道的流量捕获能力。并且，还可减小飞行器前体头部上方的激波强度以及迎风面积，减小飞行器头部的气动阻力。通过将飞行器前体和下颔式进气道的激波系进行整体设计，其可以更加有效地组织进气道外部的气流压缩过程，避免强激波损失和局部重新加速区，提高进气道的总压恢复系数。通过采用基于流线追踪法的乘波设计，其还可以提高下颔式进气道乘波压缩面与前体其他型面的融合程度，避免角区不利流动。为此，本发明的采用对于提高进气道的流量捕获能力和总压恢复能力、降低飞行器的气动阻力均具有显著效果。

本发明提供的上述下颔式超声速或高超声速进气道的设计方法可采用以下技术方案；

包括以下步骤：

(1)采用零度攻角的轴对称外锥流场作为基准流场；所述轴对称外锥流场的配波形式采用多斜激波压缩，或者采用斜激波与等熵波组合压缩；

(2)通过流线追踪法获得局部乘波压缩面；进行流线追踪的起始线在轴向投影面上为互成夹角的两条直线；

(3)根据下颔式进气道所需的捕获高度，对局部乘波压缩面进行等比例缩放，获得局部乘波压缩面；

(4)将局部乘波压缩面的母线进行延伸，而后旋转生成轴对称压缩面；

(5)将局部乘波压缩面和轴对称压缩面在纵向对称面上逆时针旋转一个夹角αc，获得最终的局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面；局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面确定后，以局部乘波压缩面、旋成轴对称压缩面的各个边缘为基准即可形成旋成轴对称唇罩、后掠侧板、环形转圆弯曲扩张管道、前体头部上表面、前体头部过渡面；所述夹角αc为飞行器的巡航攻角。

附图说明

图1是本发明与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道的三维示意图。

图2是图1的侧视图。

图3是本发明与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道的激波系示意图。

图4(a)是本发明中采用的轴对称外锥多道斜激波基准流场，图4(b)是轴对称外锥一道斜激波和等熵波系组成的基准流场，图4(c)是本发明一种与飞行器前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道的局部乘波压缩面生成方法示意图。

图5是本发明与飞行器前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道的轴向投影示意图。

具体实施方式

请参阅图1至图3所示，本发明与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道包括飞行器前体头部上表面6、连接飞行器前体头部上表面6后侧的前体头部过渡面7、连接前体头部过渡面7后侧的飞行器机身型面8；位于飞行器前体头部上表面下方的局部乘波压缩面1、连接局部乘波压缩面后侧的旋成轴对称压缩面2、围绕旋成轴对称压缩面的旋成轴对称唇罩3、位于旋成轴对称唇罩3两侧并连接飞行器机身型面8的后掠侧板4、位于飞行器机身型面8内部的环形转圆弯曲扩张管道5；所述局部乘波压缩面1的前缘型线9为尖弧形，所述乘波压缩面1与旋成轴对称压缩面2相接处的横截面型线10为圆弧形。局部乘波压缩面1的前缘型线9为尖弧形，所述乘波压缩面1与旋成轴对称压缩面2相接处的横截面型线10为圆弧形用以产生下颔式进气道的外压缩斜激波11和等熵压缩波系12。其中，在本发明中，局部乘波压缩面1的前缘点13高于飞行器轴线14，以提高进气道的捕获高度。

请参阅图2，所述下颔式进气道的外压缩斜激波11由局部乘波压缩面1的前缘型线9发出。并且，在设计工况下(对应一定的巡航马赫数mc和巡航攻角αc)，所述外压缩斜激波11与等熵压缩波系12汇聚于轴对称唇罩3的前缘线19上游附近。所述等熵压缩波系12也可以采用一道或多道斜激波23进行替换。

旋成轴对称压缩面2和旋成轴对称唇罩3的旋转轴线15重合，但与飞行器轴线14呈夹角αc，所述夹角αc为飞行器的巡航攻角。

所述后掠侧板4为平板，后掠侧板前缘16与上游气流方向17的夹角为锐角，后掠侧板前缘与旋成轴对称唇罩3形成尖点18，且该尖点18位于位于轴对称唇罩3的前缘线19上。

所述局部乘波压缩面1的前缘线9、局部乘波压缩面1的边缘线20、旋成轴对称压缩面的边缘线21、旋成轴对称唇罩的前缘线19、后掠侧板的前缘线16联合构成一个封闭的非规则图形，即为进气道的理论捕获面22。

请参阅图3，所述局部乘波压缩面1依据如下方法进行设计：

(1)采用零度攻角的轴对称外锥24流场作为基准流场。所述轴对称外锥流场的配波形式可以采用多斜激波压缩25，也可以采用斜激波26与等熵波27组合压缩。

(2)通过流线追踪法获得局部乘波压缩面28。进行流线追踪的起始线29、30在轴向投影面上为互成一定夹角的两条直线。

(3)根据下颔式进气道所需的捕获高度，对局部乘波压缩面28进行等比例缩放，获得局部乘波压缩面31。

(4)将局部乘波压缩面31的母线32进行延伸，而后旋转生成轴对称压缩面33。

(5)将局部乘波压缩面31和轴对称压缩面33在纵向对称面上逆时针旋转αc，获得最终的局部乘波压缩面1、旋成轴对称压缩面2。而后，相继设计旋成轴对称唇罩3、后掠侧板4、环形转圆弯曲扩张管道5、前体头部上表面6、前体头部过渡面7等。

请参阅图5，在轴向投影面上，进气道理论捕获面22的形状为一个非规则的五边形，进气道理论捕获面底边34为部分圆弧，其余四边35、36、37、38均为斜线；通过调整前体头部尖点39的垂直位置以及斜线37、38的夹角，对进气道的理论捕获面积进行调整。与飞行器迎风面的最大轮廓线40相比，可以看到进气道理论捕获面积占飞行器迎面面积的比例可以显著超过50％。。

本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。