CN203962165U - 基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道 - Google Patents
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Abstract
基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道，涉及超音速飞行器。设有基于密切锥导乘波理论的鼓包和进气道唇罩；所述基于密切锥导乘波理论的鼓包设有鼓包压缩型面，鼓包压缩型面前缘压缩型线；所述进气道唇罩设有进气道唇口，进气道横向溢流口，其中进气道唇口为类椭圆弧形，与基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线相贴合，在唇口与鼓包压缩型面之间存在进气道横向溢流口，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定。基于密切锥导乘波理论的鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。本实用新型为超音速飞行器鼓包进气道引入新的变量，使鼓包的形状得以控制，从而得到出能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。
Description
技术领域
本实用新型涉及超音速飞行器，尤其是涉及一种基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道。
背景技术
长久以来，超声速飞行始终是人类不断追求与超越的梦想，也是航空航天领域前沿的研究热点。吸气式推进技术是超声速飞行得以实现的基石。吸气式推进技术首选的发动机室超燃冲压发动机。而超燃冲压发动机最重要，且决定发动机是否工作的组成部分就是超声速进气道。进气道的主要作用是压缩来流并提高来流压力为燃料与来流的掺混提供条件，从而促进燃料的燃烧，为超音速飞行器提供足够的推力。研究表明，对马赫数5到7一级的碳氢燃料飞行器，进气道的压缩效率每提高1%，将会为推进***带来3%到5%的比冲增益（尤延铖. 三维内乘波式高超声速进气道设计方法与流动特征研究. 南京航空航天大学博士论文. 2008,1-23）因此，进气道性能的高低直接关系到发动机的整体性能，对进气道开展深入的研究工作，探索新颖的设计概念对于超音速飞行有着重大意义。
20世纪90年代，美国洛.马公司开始探寻可替代传统超声速进气道设计的新方法，提出一种能够有效排移附面层的超声速进气道设计方法，即为鼓包进气道。90年代初，美国空军综合比较了各类超声速进气道后，肯定了鼓包进气道的综合优势，认为该进气道具有隐身性能好生存能力高的特点。因此，美国军方采用鼓包进气道作为F-35的进气方式（Eric Hesh JSF. Diverter-less Supersonic Inlet[R]. Lockheed Martine Aeronautics Company. Washington D C.2000）。
传统的鼓包进气道是基于锥导乘波理论设计的，由于锥形流本身的特点，能够在鼓包进气道的压缩型面上构造较强的压力梯度，从而将大部分机身附面层吹出进气道口外，附面层为低速低能气流，若进入燃烧室将对燃烧产生不利影响，因此，鼓包进气道不需要采取附面层隔道、吹除/抽吸等技术来提高进气道性能。也因为鼓包进气道取消了附面层隔道、泄流***等装置，使得飞行器在性能、机动性、隐身、结构和质量等方面具有极大优势。（杨应凯.枭龙飞机 Bump 进气道设计. 南京航空航天大学学报. 2007 年第 39卷第 4 期:450-45）。
传统的鼓包进气道，虽具有很大的优势，但由于锥导乘波理论固有的局限性即激波形状确定为锥形激波，导致鼓包进气到的鼓包设计趋于单一性。通过分析超音速进气道的需求，本实用新型提出了一种基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道为鼓包进气道引入新的变量，使鼓包的形状得以控制，从而得到出能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。
发明内容
本实用新型的目的旨在提供一种基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道。
本实用新型设有基于密切锥导乘波理论的鼓包和进气道唇罩；所述基于密切锥导乘波理论的鼓包设有鼓包压缩型面，鼓包压缩型面前缘压缩型线；所述进气道唇罩设有进气道唇口，进气道横向溢流口，其中进气道鼓包压缩型面含有两个较大的鼓包，中部略微下陷，进气道唇口为类椭圆弧形，与基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线相贴合，在唇口与鼓包压缩型面之间存在进气道横向溢流口，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定。基于密切锥导乘波理论的鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。
本实用新型的优点：在保持现有鼓包进气道优点的同时，为鼓包进气道添加了一个新变量，改变了传统鼓包进气道的鼓包形状，从而增加了鼓包进气道的多样性。本实用新型所述的进气道唇口形状，能够使入射激波大部分均于唇罩处反射，从而避免了唇罩处产生大量的溢流，提高进气道的流量捕获系数。
附图说明
图1是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道正视图。
图2是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道全剖右视图。
图3是基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道鼓包压缩型面三维轮廓图。
图中1表示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线、2表示鼓包前缘上表面型线、3表示鼓包进气道鼓包前缘压缩型线、4表示基于密切锥导乘波理论的鼓包压缩型面、5表示进气道唇口、6表示超音速来流、7表示鼓包当地压缩型线、8表示鼓包当地下表面型线、9表示鼓包进气道唇罩、10表示基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道入射激波、11表示进气道横向溢流口、12进气道反射激波。
具体实施方式
本实用新型实施例包括基于密切锥导乘波理论的鼓包和鼓包进气道唇罩9；所述基于密切锥导乘波理论的鼓包包括基于密切锥导乘波理论的鼓包压缩型面4，鼓包进气道鼓包前缘压缩型线3；所述进气道唇罩9包括进气道唇口5，进气道横向溢流口11，其中进气道唇口5为类椭圆弧形，与基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线1相贴合，在进气道唇口5与基于密切锥导乘波理论的鼓包压缩型面4之间存在进气道横向溢流口11，进气道横向溢流口11的形状根据进气道反射激波12确定。基于密切锥导乘波理论的鼓包压缩型面4与进气道唇罩9于基于密切锥导乘波理论的鼓包压缩型面4的边缘处相连接。
Claims (1)
1.基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道，设有基于密切锥导乘波理论的鼓包和进气道唇罩；所述基于密切锥导乘波理论的鼓包设有鼓包压缩型面，鼓包压缩型面前缘压缩型线；所述进气道唇罩设有进气道唇口，进气道横向溢流口，其中进气道唇口为类椭圆弧形，与基于密切锥导乘波理论的鼓包进气道所产生的三维激波曲线相贴合，在唇口与鼓包压缩型面之间存在进气道横向溢流口，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定，基于密切锥导乘波理论的鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。
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|---|---|---|---|---|
| CN105649779A (zh) * | 2016-01-29 | 2016-06-08 | 厦门大学 | 横向压力梯度可控的鼓包设计方法 |
| CN105697150A (zh) * | 2016-03-07 | 2016-06-22 | 厦门大学 | 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法 |
| CN112340014A (zh) * | 2020-11-06 | 2021-02-09 | 南京航空航天大学 | 内外流解耦的双乘波高速吸气式飞行器及其生成方法 |
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