CN107215473B - 一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，包括基于电磁隐身和气动考虑的唇罩及全遮挡的内管道。进气道口面形状与机身采用一体化融合设计，利用唇罩和机身表面形成的压力梯度排除进口前的边界层。唇罩在俯视和侧视方向上均采用后掠设计，后掠角与飞行器隐身设定角度一致。进气道内管道选用全遮挡的双S弯型进气道，从进气口任何角度均看不到进气道出口截面。本发明在保证进气道的总压恢复系数和流场畸变指标满足要求的前提下，可取消常规无隔道进气道特有的突出机身表面的鼓包和机体上的边界层隔道，从而降低飞行器的气动阻力，并与后掠唇罩和全遮挡的内管道共同作用，提升进气道的雷达隐身性能。

Description

一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种亚声速进气道。
背景技术
亚声速飞行器是吸气式飞行器中最为常见、应用最为广泛的一类飞行器，其动力***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。
传统的S弯进气道一般通过设置专门的边界层隔道和隔板将进气道进口抬离机身表面，以避免吸入机身表面边界层内的低能气流。显然，由于附面层隔道增加了飞行器迎风面积，并形成了雷达波的角反射器，为此会使得飞行器的气动阻力增加而雷达隐身性能下降，而且增加了重量和结构复杂性。
无边界层隔道超声速进气道，是由洛克希德·马丁公司设计并在F-35飞机上成功应用的一种新型进气道。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。采用无边界层隔道的超声速进气道方案设计有着减小阻力、降低重量和降低复杂性的优点，而且有着和边界层隔道相同的排除来流附面层的作用。
由于无边界层隔道进气道优良的综合性能，其在亚声速飞行器中也有应用，即无边界层隔道亚声速进气道。然而，无边界层隔道进气道在超声速和亚声速工作时，其鼓包所起的作用是不一样的：在超声速时，鼓包的一个重要作用是在鼓包前缘产生激波，并与进气道唇口共同作用，以保证较高的流量捕获并在鼓包表面形成中间高、两侧低的压力分布，从而把边界层向两侧排移；在亚声速时，鼓包不需要产生激波，同时进气道的流量捕获(流量系数)大小主要受进口面积设计值和进气道出口反压的影响，因此鼓包存在的主要作用就是排移边界层，虽然与边界层隔道相比，鼓包已经大大减小了气动阻力并降低了雷达散射面积，但是突出机身表面的鼓包仍然对飞行器的电磁隐身性能是不利的。对于强调电磁隐身性能的亚声速飞行器，其进气道的隐身设计尤为重要，因此需要一种新的技术方案以解决上述问题。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种考虑电磁隐身的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道。通过对进气道与机身的一体化融合，以及考虑隐身的唇罩和内管道设计，本发明能够降低飞行器的气动阻力，提升飞行器雷达隐身性能，并且保持较好的进气道的总压恢复系数和流场畸变性能。
为达到上述目的，本发明考虑电磁隐身的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道可采用如下技术方案：
一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气口面、自进气口面向后延伸的进气道内通道、包围进气道口面的唇罩、与进气道口面连接的机身部分；所述进气口面包括位于机身部分之外的第一口面及位于机身部分之内的第二口面，所述唇罩包括主唇罩及自主唇罩两侧弯折延伸并与机身部分连接的侧唇罩，所述主唇罩的前缘包括中央尖点及自中央尖点向斜后方向延伸的第一后掠边缘；所述侧唇罩的前缘包括与第一边缘相交的交点及自该交点向斜后方向延伸的第二后掠边缘，且第二后掠边缘的后端与机身部分相交。
本发明不同于常规的无隔道进气道和边界层吸入式进气道，本设计不但可取消机体上独立布置的边界层隔道，而且可取消突出机身表面的鼓包，从而进一步降低飞行器的气动阻力，并提升其雷达隐身性能。同时，通过后掠形的顶部唇罩和侧唇罩以及进口口面与机身的一体化融合，本发明仍可有效排除机身边界层，保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数。
附图说明
图1是本发明一种考虑电磁隐身的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道三维轴测图。
图2是本发明进气口面2处的局部放大侧视透视图
图3是本发明俯视示意图。
图4本发明俯视示意图。
图5本发明侧视示意图。
图6本发明内管道示意图。
具体实施方式
请参阅图1至图6，发明公开一种考虑电磁隐身的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道。
请结合图1、图2、图3所示，无隔道亚声速进气道包括位于进气道前端的进气口面2、自进气口面2向后延伸的进气道内通道4、包围进气道口面的唇罩3、与进气道口面连接的机身部分1。所述进气口面2包括位于机身部分1之外的第一口面21及位于机身部分1之内的第二口面22。通过第一口面21与第二口面22共同形成的进气口面2，使进口口面2与机身1达到一体化融合的效果，即进口口面2，尤其是第二口面22与机身融合处的型线23自进气口面2正视观察是被机身部分1遮挡住的(图2所示)。通过这样的设计，如图2所示，利用机身自身的弧度设计进口口面型线，在飞行器带攻角飞行时，机身弧度会形成上洗流或下洗流，有助于改变进口前的边界层分布。
请结合图1、图4、图5所示，所述唇罩3包括主唇罩31及自主唇罩31两侧弯折延伸并与机身部分1连接的侧唇罩32。所述主唇罩31的前缘包括中央尖点311及自中央尖点311向斜后方向延伸的第一后掠边缘312。所述侧唇罩32的前缘包括与第一边缘相交的交点321及自该交点321向斜后方向延伸的第二后掠边缘322，且第二后掠边缘322的后端与机身部分1相交。主唇罩31的前缘与侧唇罩32的前缘均采用后掠设计有利于提升飞行器雷达隐身性能。一般第一后掠边缘的后掠角8与飞行器机翼后掠角一致，以利于雷达波集中朝某一方向反射，如图3俯视图中第一后掠边缘的后掠角8为42°。前伸的顶部唇罩3与机身部分1、进气口面2共同作用，可在进气口面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，侧唇罩32必需后掠，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。图5侧视图中，侧唇罩后掠角7为45°。
请再结合图5及图6所示，在本实施方式中，所述进气道内通道采用全遮挡设计的双S弯内管道设计，能够进一步提高飞行器的隐身性能。该进气道内通道4包括自进气口面向后且向机身内部弯折延伸的第一部分41及自第一部分顶点处411再向后倾斜弯折的第二部分42。所述第二部分42的后端为进气道出口面。而必须达到的要求为，从进气道出口面上下端点发出的射线均无法达到进气口面。进气道内通道4的中心线6由9～12四个控制点所构成的样条线生成，9和12两点处的切线与进气道出口面5垂直，10和11两点根据几何空间约束进行设计，设计完成的进气道型面应保证从进气道前方任何角度均看不到进气道出口截面，如图6所示，从进气道出口面5上下端点发出的射线13和14均无法达到进口。
设计实例分析：
以飞行马赫数0.92为巡航点，设计了两个腹部进气的考虑电磁隐身的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道方案，并采用三维数值模拟技术对其性能进行了分析。仿真结果表明，本发明所提出的设计意图得到了较好的体现，其气动性能参数如表1所列，其中方案A进气道内管道长径比L/D＝6.92，方案B进气道内管道长径比L/D＝5.16，对比方案为一种边界层吸入进气道。
表1本发明无隔道亚声速进气道方案的气动性能(仿真结果)
与其它亚声速进气道方案相比，本发明进气道的气动性能最优：埋入式进气道的气动阻力是所有进气道方案中最好的，但是其总压恢复系数通常较低，即使采用流动控制措施，总压恢复系数也很难超过0.95；常规带隔道的S弯进气道方案总压恢复系数最高，但是隔道带来的阻力较大，资料表明，在亚声速时，基于隔道迎风面积的隔道阻力系数在马赫数直到0.8时可取为0.25，无隔道进气道与有隔道进气道相比，在飞行马赫数0.8时，无隔道进气道的减阻效果相当于全机阻力的1.6％(0°攻角)和6.3％(3°攻角)；边界层吸入进气道(BLI)总压恢复系数较高，阻力也较带隔道的S弯进气道小，但是进气道出口畸变太大。
从电磁隐身性能方面来讲，埋入式进气道的电磁隐身性能是所有进气道方案中最好的，常规带隔道的S弯进气道方案隐身性能最差。边界层吸入进气道和本发明方案由于取消了隔道，减小了迎风面积，所以电磁隐身性能优于常规带隔道的S弯进气道。本发明方案由于取消了突出机身表面的鼓包，且进气口面下部被机身部分遮挡，顶部唇罩和侧唇罩均后掠，根据隐身理论可知，本发明方案的隐身性能优于边界层吸入进气道。
表2本发明与其它亚声速进气道方案的综合性能对比
本发明的示意图是以飞行器背部进气布局为例进行说明，对于腹部进气和两侧进气布局，对于单发动机和双发动机方案，本发明也同样适用。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。
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。

Claims (4)

1.一种与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气口面、自进气口面向后延伸的进气道内通道、包围进气道口面的唇罩、与进气道口面连接的机身部分；其特征在于：所述进气口面包括位于机身部分之外的第一口面及位于机身部分之内的第二口面，所述唇罩包括主唇罩及自主唇罩两侧弯折延伸并与机身部分连接的侧唇罩，所述主唇罩的前缘包括中央尖点及自中央尖点向斜后方向延伸的第一后掠边缘；所述侧唇罩的前缘包括与第一后掠边缘相交的交点及自该交点向斜后方向延伸的第二后掠边缘，且第二后掠边缘的后端与机身部分相交；所述进气道内通道包括自进气口面向后且向机身内部弯折延伸的第一部分及自第一部分顶点处再向后倾斜弯折的第二部分；所述第二部分的后端为进气道出口面；从进气道出口面上下端点发出的射线均无法达到进气口面。
2.根据权利要求1所述的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，其特征在于：所述第一后掠边缘与飞行器机翼后掠角一致。
3.根据权利要求1或2所述的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，其特征在于第二后掠边缘的后掠角为45°。
4.根据权利要求1所述的与飞行器一体化的无隔道亚声速进气道，其特征在于：进气道中心线由四个控制点所构成的样条线生成，两个端点处的切线与进气道出口面垂直，中间两点根据几何空间约束进行设计，设计完成的进气道型面从进气道前方任何角度均看不到进气道出口截面。
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