CN1384794A - 超音速外部加压扩压器及其设计方法 - Google Patents

Abstract

一种超音速外部加压进气道,包括一大体上勺状的超音速加压部分,以用于扩散超音速自由射流。此超音速加压部分包括具有前缘和在前缘下游的喉部的主壁;以及接合于主壁的对置侧缘上以便构成大体上勺状构件的侧部。侧部优选地是伸进超音速气流中足够远以包围附着于主壁前缘的初始斜交激波。主壁具有一内表面,其大体上形成为回转表面的倾斜扇形,主壁的此内表面协同各侧部的内表面以形成一三维外部加压表面。超音速外部加压进气道还包括亚音速扩压器部分,其布置成从超音速加压部分接收气流并把气流扩散到亚音速状况。可变几何形状的进气道包括一外部斜面,该斜面围绕其向前边缘铰接并构成勺状扩压器内表面的一部分,外部斜面的枢转运动用以改变进气道的喉口尺寸。亚音速扩压器包括一内部斜面,该斜面围绕其后缘铰连,用于保持从外部斜面的平滑过渡。

Description

超音速外部加压扩压器 及其设计方法

                       技术领域

本发明涉及超音速扩压器。本发明更为具体地涉及外部加压超音速扩压器，诸如在吸气式推进***中用作进气道的那种。

                       背景技术

在多种类型的飞机中，诸如涡轮喷射或涡轮风扇发动机这样的吸气式推进***用于以超音速推动飞机。当前市场有售的用于飞机推进的燃气涡轮发动机实际上一成不变地设计成在一种工况下工作，即，在该工况下，一般马赫数0.3至0.6量级的亚音速气流存在于发动机的上游端面处。因而，需要一种超音速扩压器或进气道以将已俘获的超音速气流的速度降低到亚音速，用于由发动机吸取。减速过程在技术上公知为扩散或加压，由于气流的多余动能被转换为静压增大。为了使发动机/进气道***的整体推进效率达到最大，进气道必须有效地实现其扩散功能。扩散过程的效率为总压力在进气道进入侧与排出侧之间的气流之中损失多少的函数。进气道的总压力回复定义为排出口处总压力对于进入口处总压力的比值。进气道设计的主要目的是使总压力回复达到最大。进气道上的外部阻力(drag)也影响***的整体效率，并因而需要尽量减小这种阻力。另外，进气道设计过程的另一目的是使流动稳定性达到最大以便避免某些类型的超音速进气道会出现的强烈的气流振荡，主要是不加速(unstart)。

超音速进气道一般包括一前部，该前部包括一汇聚式超音速扩压器，以及一后部，后部包括一发散式亚音速扩压器。大多数超音速进气道或是二维或“2D”的，具有一矩形的流动区，或是轴对称的，具有一圆形流动区。进气道喉口出现在超音速扩压器与亚音速扩压器之间的交接点处，此处流动区达到最小。超音速进气道一般分为三种类型：内部加压、混合加压和外部加压。内部加压进气道设计成在进气道导管内部既实现超音速也实现亚音速加压，并因而超音速加压场的激波结构必须被“吞”进进气道中，以便使进气道如所设计的那样工作。当某种流动干扰造成终结激波被摒除在进气道导管前端之外时，在内部加压进气道之内出现“不加速”问题。结果是效率的剧烈下降和进气道阻力的显著增高，因而不加速代表一种严重问题。

混合加压进气道是那样的一些进气道，即，其中超音速加压部分是通过迫使趋近的气流在被吸进导管之前转向而在进气道导管孔口前面予以实现的。超音速加压在导管前部之中在内部继续进行，后随之亚音速加压。这些类型的进气道仍然可能遭遇诸如不加速这样的流动不稳定问题，这是由于如内部加压进气道那样，终结激波还必须被吞进导管中。

外部加压进气道在外部实现全部超音速加压，以致进气道导管之中的流动全是亚音速的。外部加压进气道不太易于出现不加速类型的非稳定现象，这是因为终结激波趋向于在进气道导管进口处在其位置方面保持稳定。该位置代表进气道的喉口。不过，外部加压进气道一般不利于在大约马赫数2.0以上的飞行，这是因为作为必须在进气道导管前面实现大量气流转向的后果而趋向于具有很大的整流罩阻力。这种大量的气流转向导致在横交气流方向上很大的整流罩角度和很大的整流罩长度，并因而阻力很大。

希望提供一种超音速进气道，其具有诸如传统外部加压进气道特有的良好流动稳定性，并同时具有较高的总压力回复和较低的外部阻力。

                        发明内容

本发明满足以上需要并实现其他一些优点，本发明提供一种外部加压进气道，其具有独特的三维外部加压表面，该表面可提供较高的总压力回复和较低的整流罩阻力，同时保持作为外部加压进气道特征的良好流动稳定性。为此目的，根据本发明一优选实施例的超音速外部加压进气道包括在大体为勺状的超音速加压部分，其用于扩散超音速自由射流。超音速加压部分包括具有前缘和前缘下游的喉部的主壁，以及接合主壁的对置侧缘以构成一大体勺状构件的侧部。各侧部优选地足够远地伸进超音速气流中以包围附着于主壁前缘的初始斜交激波。主壁具有一内表面，其大体上形成为一回转表面的倾斜扇形，主壁的内表面协同各侧部的内表面而形成一三维外部加压表面。超音速外部加压进气道还包括一亚音速扩压器部分，其布置成可从超音速加压部分接收气流并使气流扩散到亚音速状况。亚音速扩压器部分由一成形为封闭导管的整流罩构成，后者具有一前缘整流罩唇边，该唇边在横交气流方向上与主壁喉部隔开，以使超音速进气道喉口形成在整流罩与喉部之间的整流罩唇边附近。相对于传统的2D或轴对称超音速进气道，该进气道的三维外部加压表面可使外部气流转向减小，并因此可以减小外部整流罩角度。独特的勺状超音速扩压器部分还可使横交气流方向上的整流罩长度相比于传统类型的扩压器而减小，这是因为此三维加压表面不完全围住射流。从而，相对于传统超音速扩压器，勺状扩压器部分的阻力可以减小。

本发明还包含一种具有简单结构的可变几何形状进气道。根据本发明一优选实施例，超音速加压部分的主壁包括一围绕其向前边缘枢转的可动外部斜面。外部斜面的后部形成主壁的喉部。因而，喉口的大小可以通过枢转斜面予以改变，以改变喉部与整流罩唇边之间的距离。整流罩优选地还包括位于喉口后面的一可动内部斜面。该内部斜面可围绕其后缘枢转并具有一向前边缘，该向前边缘靠近外部斜面的后缘。内部斜面与外部斜面协同枢转，以便保持其间的平滑流动过渡。优选地是，外部和内部斜面都由简单的铰接板制成。如果需要，外部和内部斜面可在它们相遇所在的流动方向上稍微间隔开，以便形成一个可以用于边界层放气的槽。

根据本发明，可以采用多种构型的三维外部加压表面。不过，优选地是，所有这些构型都应当按照本发明的设计方法予以成形，在此方法中，外部加压表面包括一个通过起始于进气道上游俘获区(capture area)周边的多条流线而拟合的表面。首先，进行轴对称设计以确定轴对称加压表面，后者具有一加压场，提供了产生良好的总压力回复的加压场。其次，进气道俘获区的形状规定为使产生良好总压力回复的那部分轴对称加压场由俘获区予以俘获。俘获区周边的一部分由超音速加压部分前缘处的轴对称加压表面的一倾斜扇形形成。来自轴对称流动解决方案的多条流线从位于俘获区周边附近的多个点处画出。通过这些流线拟合的表面形成了进气道的三维外部加压表面。

在本发明的一实施例中，主壁的内表面在正交于自由气流方向的截面上具有一圆弧形状并从前缘到喉口对着一不变的圆弧角。优选地是，超音速加压部分的各侧部包括两个基本上平面的侧壁，它们分别接合于主壁的对置侧缘上并相对于主壁的圆弧内表面大体上沿径向延伸，而各侧壁从主壁的前缘伸向亚音速扩压器部分的整流罩唇边并被接合于整流罩唇边上。优选地是，超音速加压部分在其排出端处形成一流动区，该流动区被构造成一环面扇形，而亚音速扩压器部分在其进入端形成一流动区，该流动区被构造成基本上配合超音速扩散器部分排出端的流动区。亚音速扩压器部分适宜地提供了从在其进入端处的环形扇形流动区到在其排出端处的圆形流动区的平滑过渡。

根据本发明的一特别优选的实施例，主壁的内表面在流动方向上轮廓设计成在扩压器前缘处产生初始的微弱斜交激波，后随以在喉口处等熵加压到大约1.3的马赫数。一系列马赫线(一些激波，事实上没有强度，以致基本上越过它们没有压力损失出现)从内表面辐射。内表面设计成在某一预定流动状况下初始的微弱激波和马赫线全都相交于一个在横交气流方向上与主壁喉部隔开的共同焦点处。整流罩基本上位于此共同焦点上。这种设计可使进气道的溢流阻力通过确保亚音速扩压器俘获全部或几乎全部经外部加压的气流而得以最小化。

本发明还包含一种超音速外部加压进气道，其以优选方式整合于飞机翼板。局部翼板表面的形状改进成适配由本发明设计过程生成的部分或全部超音速扩压器外廓。从而超音速扩压器壁因而既用作扩压器的表面也用作局部翼板表面。相对于其中翼板表面和扩压器表面是单独元件的替换设计，这样会导致浸湿表面面积减小。这种浸湿面积的减小本身又使进气道/翼板***蒙皮摩擦阻力减少。

因而，本发明提供一种独特的超音速扩压器，以及用于设计这样一种扩压器的方法，使得基本上复制一轴对称加压表面加压场的一个加压场能够以一个不完全围住气流的勺状超音速加压部分来产生。因此，整流罩阻力由于相对于轴对称整流罩减小了整流罩浸湿表面而可以减小。超音速加压部分的较小整流罩长度也导致扩压器的重量减小。扩压器的总压力回复由CFD模拟预测出来，等于为同一飞行马赫数所设计的混合加压进气道风洞试验中所获得的最高水平。扩压器还预期提供了外部加压进气道特有的良好流动稳定性。

                       附图说明

本发明的以上和其他一些目的、特征和优点将从以下结合附图所作的其某些优选实施例的说明中变得明显，图中：

图1是一种简单圆锥形构型的轴对称超音速扩压器的剖开的侧视图，用于示出根据本发明的设计过程的第一步；

图2是图1轴对称扩压器的前视图，其上叠置一环面扇形形式的进气道俘获区；

图3是根据本发明一实施例的扩压器的超音速加压部分的剖开的侧视图，此部分是通过描绘起始于示于图2之中的进气道俘获区周边附近各点处的流线并拟合经过这些流线的表面而形成的；

图4是类似于图3的视图，但示出超音速加压部分的另一实施例，其中加压表面改进成形成等熵加压，其中初始斜交激波和一系列马赫线全都聚焦在一共同焦点上，而超音速扩压器的整流罩唇边基本上位于此共同焦点处；

图5是根据本发明一实施例的扩压器透视图；

图6是根据本发明优选实施例的可变几何形状的外部加压式超音速扩压器的剖开的侧视图；

图7是图6扩压器的前视图，相对于图6放大示出；

图8是根据本发明另一实施例的与翼板表面整合的扩压器的前视图；

图9是根据本发明又一实施例的扩压器的前视图，此实施例具有一大致构造成环面扇形的俘获区，但带有倒圆的侧壁和整流罩唇边；

图10是轴对称超音速扩压器的剖开的侧视图，示出圆形俘获区的流线描绘过程；

图11由图10流线描绘过程所形成的扩压器的剖开的侧视图；以及

图12是图11扩压器的前视图。

                      具体实施方式

现在，本发明将在下面参照所附各图更全面地予以说明，各图中示出本发明的优选实施例。不过，本发明可以以许多不同的形式予以实施并且不应当解释成局限于在此所述的各实施例；而是，提供这些实施例以便本公开文本完整、彻底，并完全把本发明的范围传达给本领域技术人员。遍及全文，类似的附图标记标识类似的元件。

本发明依据的原理是，一个基本上复制封闭导管式轴对称扩压器的轴对称加压场的超音速加压场可以由一个只是部分地围绕射流的导管产生。这是通过构造一三维加压表面予以实现的，该三维加压表面拟合由轴对称流场所形成的各流线。此三维加压表面大致为勺状表面。用于确定三维加压表面外廓的设计过程借助于图1-3予以说明。

图1示出一简单的轴对称超音速扩压器20，其形成为一回转体，具有与由箭头24表示的气流方向形成角度α的圆锥形内表面22。自由射流平行于扩压器20的中心纵向轴线。因此，生成一轴对称超音速加压场，其包括起始于扩压器前缘28处的初始斜交激波26。此加压场包括一终结激波30，其一般是正交的或近正交的并隔开超音速流场与亚音速流场。在此认为，扩压器20适当设计以至于生成可提供满意的压力回复的所需的超音速加压场。根据本发明，需要设计一三维加压表面，它将以非轴对称扩压器结构基本上生成同样的加压场。

图2表明用于确定这样一种扩压器结构的设计过程中的下一步。具有周边32的进气道俘获区在扩压器20前缘28处叠置在轴对称流场上面。俘获区包含的气流少于由轴对称加压表面22所包容的全部气流。更为具体地说，俘获区设计成它俘获可提供良好回复的那部分轴对称加压场。本发明此实施例之中的俘获区设计成环面扇形，其具有内圆弧段，该内圆弧段将形成扩压器的亚音速扩压器部分的整流罩唇边的凸出部分，如以下进一步所述。周边的外圆弧段形成了扩压器超音速加压部分的前缘。周边32由径向直线线段在对置两侧上沿圆周方向受到约束。在俘获区周边32附近选定多个点，并基于轴对称扩压器20的轴对称流场解决方案向下游描绘起始于这些点处的多条流线。流线描绘过程的目的是要确定非轴对称扩压器结构的内部轮廓，后者将包围可用的那部分轴对称流场，亦即具有良好压力回复的那部分流场。该内部轮廓的一个表面是由轴对称扩压器20的内表面22的一圆弧段形成的，它可以被想像为一个拟合沿周边32外圆弧段起始的多条流线的表面。该目的是要确定对应于周边32各径向直线线段的各侧壁的内部轮廓。流线描绘过程在此特定情况下是很简单的，这是由于鉴于轴对称流场各流管的轴对称形状，沿着一径向直线线段的一些流线随着它们向下流前行仍将保持在一径向直线上。于是，拟合各流线的表面是一径向平面。从而，非轴对称扩压器的各侧壁应具有平面的并径向取向的内表面。各侧壁应足够远地延伸到超音速射流中以包围附着到扩压器前端8的初始斜交激波26。因而，各侧壁的自由边缘一般应当沿基本上对应于在轴对称流动解决方案中所确定的初始激波26方向的方向上延伸。

从这一设计过程中产生的超音速加压结构示于图3之中，此图示出超音速加压部分40的剖开的侧视面。超音速加压部分40包括一主壁42，该主壁42具有对应于图1轴对称扩压器20的内表面22的内表面44。超音速加压部分40还包括一对侧壁46(图3中只可看到一个)，其内表面是平面的并沿径向取向。各侧壁46的自由边缘48从主壁42的前缘50伸向整流罩唇边52，后者安置得以致在整流罩唇边52与对置于整流罩唇边52的主壁42喉部之间形成一具有所需尺寸的喉口54。如以下进一步所述那样，整流罩唇边52构成了扩压器亚音速扩压器部分的一部分。主壁42和各侧壁46的内表面共同包括超音速加压部分40的外部加压表面。

优选地是，对以上设计过程进行改进，以便确保所有经过超音速加压的气流均由亚音速扩压器予以俘获。这种改进涉及以如下方式形成主壁内表面的轮廓，即，从主壁前缘生成微弱的初始斜交激波，而在初始激波之后出现等熵加压过程，以致直达扩压器的喉口基本上都没有额外的总压力损失。此外，内表面的轮廓设计得以致于初始激波和从内表面辐射而出的一系列马赫线(后者可以想像为实际上不具有强度并因而不具有压力损失)全部聚焦以便相交在共同焦点处。这在图4之中示出，图4示出一超音速加压部分40′的替换实施例。内表面42′轮廓形成为可产生初始微弱激波43和一系列马赫线45，它们全都相交在一共同焦点P处。加压过程优选地设计成正好在喉口处的正交激波47之前的气流马赫数不大于约1.3。优选地是，亚音速扩压器部分的整流罩唇边52′基本上安置在焦点P处，以致亚音速扩压器基本上俘获所有经过初始激波43和等熵加压过程加压的超音速气流。整流罩唇边的这种安置有助于最小化由亚音速扩压器部分之外的超音速加压的气流的溢出所造成的阻力。

图5示出根据本发明一实施例的完整超音速进气道60的透视图。进气道60包括超音速扩压器部分62和亚音速扩压器部分64。超音速扩压器部分62大体上为勺状的构件，其具有一主壁66和一对对置的侧壁68。进气道60具有设计成环面扇形的俘获区，如先前所述。各侧壁68的内表面相对于主壁66的圆弧状内表面来说是平面的并沿径向取向的。优选地是，各侧壁68的外部表面也是平面的和径向的，以便各侧壁68包括平板状构件。各侧壁68优选地是包括在每一侧壁前缘处的外部表面上的斜面70，用于减小前缘厚度。环面扇形状超音速扩压器部分62优选地是对着大约70°的圆弧角，尽管可以理解，超音速扩压器部分62的圆周长度将随不同的进气道设计而变化。超音速扩压器部分62的70°弧角优选地是从前缘72到整流罩唇边74是不变的。亚音速扩压器部分64构造成在部分64进口到部分64出口之间的平滑过渡，所述进口具有设计成环面扇形的流动区，而所述出口具有用于配合发动机圆形前端面的圆形流动区。

本发明也能够用比较简单的可动元件制成可变几何形状的进气道。如超音速进气道设计技术方面的技术人员所知，对于超音速巡航工作所需的进气道喉口尺寸小于为低速工作所需的尺寸。于是，在超音速进气道之中通常设置可动构件以用于改变喉口尺寸。在传统的轴对称进气道中，经常使用比较复杂的一些可动构件，诸如平移式中心体或变直径中心体，以用于改变喉口尺寸。在2D进气道中，为超音速进气道已经提出了各种折叠式铰接斜面设计。平移式中心体进气道趋向于具有有限的可操作性储备(亦即，它们在设计点操作条件下提供可接受的压力回复和畸变程度，但当发动机偏离设计而运动时，压力回复和畸变程度以如下方式增大，即明显限制了发动机可操作的偏离设计远近的程度)。它们还趋向于具有有限的跨声速的气流通过能力。可变直径中心体进气道趋向于在机械方面很复杂并造成一些维修和制造问题。二维进气道趋向于重量较大并比轴对称设计具有较大的安装阻力。

根据本发明，两个简单的铰接斜面可以用以改变扩压器的喉口尺寸。体现这一原理的本发明实施例示于图6和7之中，二者示出一可变几何形状的进气道80的剖开的侧视和前视图。可变几何形状的进气道80具有由主壁84和侧壁85(为清晰起见，在图6中未示出)形成的超音速加压部分52。主壁84包括一初始斜面86，其固定不动而形成主壁的前缘。固定斜面86的后缘靠近一可动斜面88的向前边缘。可动斜面88可围绕一铰链轴线90枢转，该轴线位于斜面88的向前边缘处并横交于自由气流方向而延伸。斜面88在图6中既以实线示于超音速巡航位置，又以虚线示于低速位置。进气道80还包括由封闭导管或整流罩94形成的亚音速扩压器部分92。亚音速扩压器部分92在其流入端处形成流动区，该流动区设计成基本上匹配超音速扩压器部分82排出端的流动区。整流罩94包括一可动斜面96，其向前边缘接近外部斜面88的后缘。斜面96可围绕一位于斜面96的后缘处的铰链轴线98枢转，并既以实线示于超音速高速位置，又以虚线示于低速位置。进气道80的喉口尺寸由斜面88、96相对于由与各斜面相对的那部分整流罩94所形成的整流罩唇边100的位置予以确定。因而，对于超音速巡航工作，斜面88、96安放在如实线所示的其最接近于整流罩唇边100的位置上。当需要为了低速作业而增大喉口尺寸时，斜面88、96基本上可以协同地远离整流罩唇边100移动，斜面88、96可以以任何适当的方式致动，诸如用液压致动器、气压致动器、电马达，或类似装置(未示出)。优选地是，外部斜面88的后缘和内部斜面96的向前边缘在流动方向上间隔开，以便在其间形成一槽102。该槽102可用于排出喉口处的边界层。

本发明还提供了一种进气道/翼板***，其可使超音速进气道以合适方式与翼板形成一体。图8示意性地示出用于图6和7的进气道80的这样一种进气道/翼板***。翼板110构造成合并进气道80，以致至少部分扩压器80外部加压表面构成翼板110空气动力表面的一部分。翼板表面的局部形状改进成适配由本发明的设计方法所形成的扩压器外廓的部分或全部。进气道80的这种整合于翼板110种可以是一种特别低阻力的整合方案，这是因为进气道80是两用的，既用作局部翼板表面，又用作进气道的外部加压表面。进气道/翼板***的湿润表面面积由此可以达到最小，这一点可导致降低***上的蒙皮摩擦阻力。

上述的超音速扩压器和进气道具有严格形成为环面扇形的俘获区，各侧壁是平面的。不过，本发明并不限于任何具体的俘获区构型。事实上，本发明的设计方法可以应用于任何任意选定的俘获区构型。本发明的设计方法可使俘获区截面形状为最小装设阻力和其他设计目的而优化。比如，根据本发明的进气道可以设计成具有圆形、椭圆形或其他任何所需形状的俘获区构型。图9示出应用于进气道80′的设计方法的实例，此进气道具有一俘获区，其大体上形成为一环面扇形，但各侧壁85′是倒圆的并与整流罩唇边100′平滑混成。

图10示出本发明的流线描绘过程，其应用于一轴对称流场，该轴对称流场上叠置一圆形俘获区120。轴对称流场现予以分析以描绘多条流线122。那些穿过俘获区120周边的流线用以拟合一个表面。这一表面成为符合本发明的超音速扩压器的外部加压表面。得出的进气道130示于图11和12之中。进气道130包括超音速加压部分132，其由主壁134和对置的各侧壁135构成。主壁的134和各侧壁135的内表面则共同构成通过使一表面拟合于如图10所描绘的多条流线而确定的外部加压表面。各侧壁135具有自由边缘或前缘136，其从主壁的前缘138延伸向整流罩唇边140。各侧壁的前缘136稍微弓向前方以协助各侧壁135与整流罩唇边140的平滑混成。进气道130包括一可动外部斜面142，示于高速(实线)和低速(虚线)两种位置上，此斜面构成了超音速加压部分132的一部分内表面。扩压器130还包括一亚音速扩压器部分144，其由封闭的导管或整流罩146构成。亚音速扩压器部分包括一可动内部斜面148，其示于高速(实线)和低速(虚线)两种位置上。

根据前述将会认识到，本发明提供一种独特的超音速扩压器或进气道及其设计方法。根据本发明设计的扩压器的计算流体动力学(CFD)分析表明，此种扩压器所具有的压力回复潜力等于针对相同飞行马赫数所设计的传统混合式加压进气道风洞试验中获得的最高水平。本发明的这种扩压器还可使外部阻力和重量相对于传统进气道得以减少。在保持传统外部加压进气道良好流动稳定性特征的同时可以具有这些优点。根据本发明设计的进气道可以用在多种应用场合下，包括超音速或极超音速飞机或导弹。本领域技术人员还将认识到，本发明的流线描绘设计方法也可能应用于设计排气喷嘴空气动力表面，以提供一种短小和重量轻的喷嘴。

本发明所属的技术领域中的技术人员将会构想出本发明的许多改进和其他一些实施例，它们都利用了前述说明和相关附图中所提供的各项教益。因此，应当理解，本发明不应局限于所公开的各特定的实施例而各种改进和其他一些实施例都意图被包含在所附各项权利要求的范畴之内。虽然在此采用了多个特定术语，但它们都仅用于一般和说明意义而并不用于限制目的。

Claims (19)

1.一种外部加压超音速进气道，包括：

超音速加压部分，其用于扩散超音速自由射流，此超音速加压部分包括具有前缘和在前缘下游的喉部的主壁；超音速加压部分具有接合于主壁的对置侧缘上以便形成一大体上勺状的结构的侧部；主壁具有内表面，其大体上形成为回转表面的周向延伸部分，主壁的所述内表面与各侧部的内表面协同而形成三维外部加压表面；以及

亚音速扩压器部分，其布置成从超音速加压部分接收气流并把所述气流扩散到亚音速状况，亚音速扩压器部分由成形为封闭导管的整流罩构成，该整流罩具有前缘整流罩唇边，其在横交气流方向上与主壁的喉部分隔开，以便超音速进气道的喉口形成在整流罩与所述喉部之间整流罩唇边附近，并且整流罩具有与所述喉口下游隔开的排出端。

2.如权利要求1所述的超音速进气道，其中，进气道形成一构造成环面扇形的俘获区。

3.如权利要求1所述的超音速进气道，其中，主壁的内表面的正交于自由气流方向的截面具有圆弧形状并从前缘到喉口对着一不变的圆弧角。

4.如权利要求3所述的超音速进气道，其中，超音速加压部分的侧部包括两个基本上平面的侧壁，它们分别接合于主壁的对置侧缘上并相对于其圆弧内表面大体上沿径向延伸，各侧壁从主壁的前缘延伸到亚音速扩压器部分的整流罩唇边并接合于整流罩唇边。

5.如权利要求1所述的超音速进气道，其中，超音速加压部分在其排出端处形成构造成环面扇形的流动区，亚音速扩压器部分在其进入端形成构造为基本上匹配超音速加压部分排出端的流动区的流动区，而且，亚音速扩压器部分排出端形成基本上圆形的流动区。

6.如权利要求1所述的超音速进气道，其中，主壁的内表面在流动方向上轮廓设计成产生由一系列马赫线为特征的等熵加压跟随的初始微弱斜交激波，以便在预定流动状况下所述激波和马赫线从主壁的内表面辐射到一在横交气流上与主壁喉部分隔开的共同焦点上。

7.如权利要求6所述的超音速进气道，其中，整流罩唇边基本上位于激波的所述共同焦点处。

8.如权利要求1所述的超音速进气道，其中，进气道形成圆形俘获区。

9.如权利要求1所述的超音速进气道，其中，主壁包括一可动外部斜面，其可围绕在喉口前方分隔开的其向前边缘枢转，此外部斜面具有一对置于整流罩唇边而隔开的后部，外部斜面的枢转运动用以改变外部斜面与整流罩唇边之间的流动面积。

10.如权利要求9所述的超音速进气道，其中，整流罩包括一可动内部斜面，其可围绕在喉口后面分隔开的其后缘枢转，此内部斜面具有靠近外部斜面后部的前部，内部斜面可与外部斜面协同枢转，以便改变喉口的流动面积。

11.如权利要求10所述的超音速进气道，其中，内部斜面的前部在下游与外部斜面的后部隔开，以便在其间形成靠近喉口的槽。

12.如权利要求9所述的超音速进气道，其中，主壁包括一在外部斜面前方的固定斜面，固定斜面的向前边缘形成主壁的前缘，而固定斜面的后缘靠近外部斜面的向前边缘。

13.一种超音速扩压器，包括：

大体上勺状的构件，用于扩散超音速自由射流，此构件形成俘获区并由具有共同形成一非轴对称加压表面的内表面的壁构成，所述加压表面具有沿自由射流方向从构件的前缘延伸并也大体上横交于所述自由射流方向延伸的一部分，所述加压表面的所述部分包括一回转表面的圆周向延伸的部分，所述加压表面轮廓设计成三维表面，该表面拟合穿过扩压器俘获区周边的多条流线，所述多条流线基于轴对称加压场而描绘，加压场是为轮廓设计成匹配所述回转表面的轴对称加压表面而取得的。

14.如权利要求13所述的超音速扩压器，其中，俘获区大体上成形为环面扇形。

15.如权利要求13所述的超音速扩压器，其中，俘获区大体上是圆形的。

16.一种用于设计超音速扩压器空气动力内表面的方法，包括：

设计轴对称加压表面，该表面用于在预定流动状况下加压超音速气流，以提供一轴对称加压场；

在轴对称加压场上叠置俘获区，该俘获区具有周边，该周边的一部分沿着轴对称加压表面在圆周向上延伸，俘获区包含的气流少于由轴对称表面所包容的全部气流；

描绘起始于围绕俘获区周边间隔开来的多个点处的多条流线，这些流线是基于轴对称加压场而描绘；以及

通过所述多条流线拟合一表面，以便形成所述空气动力内表面。

17.如权利要求16所述的方法，其中，轴对称加压表面设计成可产生附着于加压表面前缘的初始斜交激波，后随以一系列从加压表面辐射的马赫线为特征的等熵加压过程，加压表面轮廓设计成初始激波和马赫线全都相交于一共同焦点处。

18.如权利要求16所述的方法，其中，俘获区构造成经过与轴对称加压表面间隔最远的一部分俘获区周边所描绘的多条流线基本上通过所述共同焦点。

19.一种用于飞机的进气道/翼板***，包括：

如权利要求1所述的外部加压超音速进气道；以及

具有空气动力表面的翼板；

进气道与翼板形成一体，以便翼板的所述空气动力表面的一部分由至少一部分进气道形成。

Images