[发明专利]一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法

说明书

本发明提供一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法，包括飞行器前体以及设在飞行器前体底部的进气道；进气道的入口包括进气道唇口与进气道前缘，进气道唇口与飞行器前体贴合，进气道前缘位于进气道唇口的下方，进气道前缘位于进气道唇口的上游。相较于正置进气布局，倒置进气布局的进气道前缘在下、进气道唇口在上，气流经过这道激波其流动方向突变为靠近飞行器中轴线，此后在进气道中的流动也逐渐靠近飞行器中轴线，对于倒置进气布局而言，进气道后边所接的转弯隔离段设计难度降低，隔离段长度也大为缩短，其内部流动的气流转弯十分平缓，有效的降低了流动损失。本发明应用于高超声速飞行器领域。

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器领域，尤其涉及一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法。

背景技术

超燃冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力部件，随着发动机技术的逐步成熟，高超声速飞行器逐渐走向工程实用。超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分组成。高超声速进气道是超燃冲压发动机的供气部件，为发动机燃烧室提供足量且较高品质的来流，保证发动机正常高效工作。

在高超声速飞行器工程化过程中，如何实现发动机与飞行器的一体化设计，以及如何设计性能优异的发动机是两个核心技术。发动机与飞行器一体化设计的关键就是高超声速进气道与飞行器前体的一体化设计，并且高超声速进气道的性能直接影响到发动机甚至飞行器的整体性能。

现有的实现高超声速进气道与飞行器一体化设计主要集中在乘波体飞行器，现有文献《马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究》(2014)中详细记录了一种乘波体飞行器与高超声速进气道一体化方案及其设计方法。本发明所涉及的技术方案是指带有预压缩前体(诸如圆锥前体，曲面锥前体)的高超声速飞行器，对于这种带预压缩前体的飞行器与高超声速进气道的一体化设计方案，现有的实现方案可见《曲锥前体/三维内转进气道一体化设计与分析》(《航空动力学报》2018)和《Design of Modular Shape-Transition Inlets for a Conical Hypersonic Vehicle》(《Journal of Propulsionand Power》2013)。从空气动力学设计本质上看，这两种公开的技术方案属于同一类型，我们称其为正置进气布局飞行器。图1-2给出了这种进气布局飞行器的设计方法的原理图。

图1中黑色实线箭头给出了正置进气布局飞行器的气流流动方向，从图1中可知，来流被圆锥前体激波压缩后，方向向下(箭头a)流动进入进气道，气流在进气道中被继续压缩，流动方向(箭头b)远离飞行器中轴线；从图2中同样可知，气流的压缩方向都是远离圆心的，即远离飞行器中轴线。图1中示出的是飞行器中轴线，同时也是发动机燃烧室和尾喷管的中轴线，也是发动机的推力方向。从飞行器总体来考虑，正置进气布局存在的缺点主要有：

对于正置进气布局，进气道对气流的压缩方向为远离飞行器中轴线(箭头b，c)，那么后边的转弯隔离段需要设计成如图3所示形状(正视图)，气流流动方向先远离中轴线(箭头c)再靠近中轴线(箭头d，e)，一方面隔离段的设计难度加大，另一方面隔离段长度也会过长，流动粘性损失加大；

第二，对于正置进气布局，由于基准流场的中心体半径很小，因此其三维内转进气道压缩的三维特征强，进气道内部流动涡流严重，其出口气流均匀度下降；

第三，对于正置进气布局，在保证捕获流量不变的情况下，进气道长度很难缩短，流道很长，不利于减少流动粘性损失以及缩短发动机总长度。

发明内容

针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法。

其采用的技术方案是：

一种倒置进气布局的飞行器，包括飞行器前体以及设在飞行器前体底部的进气道；