[发明专利]一种低阻高效的亚声速进气道

说明书

本发明公开了一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。本进气道结构不同于常规的亚声速进气道，进气道口面前既无边界层隔道也没有凸起的鼓包，通过后掠形的尖唇口与机身的一体化融合，保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数的同时可以减小飞行器的迎风面积，从而降低阻力。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种低阻高效的亚声速进气道。

背景技术

飞机减阻问题一直以来都是航空航天领域发展的重点，进气道作为发动机的首端部件，其设计和研发一般也会从减阻的角度出发。作为吸气式推进系统的“呼吸道”，进气道肩负着对气流进行捕获、压缩、整流等重任，因此它是保证发动机正常工作的部件之一。其设计特征和工作特性对发动机的工作效率有着显著影响。亚声速飞行器是吸气式飞行器中应用最为广泛的一类飞行器，其动力系统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。

为了避免进气道吸入机身表面边界层内的低能流，传统的S弯进气道一般通过设置专门的边界层隔道将进气道进口抬离机身表面，从而将低能流从隔道处排出。显然，由于边界层隔道增加了飞行器迎风面积，为此会使得飞行器的气动阻力增加而且增加了重量和结构复杂性。

无隔道进气道，也称Bump进气道，原是由洛克希德·马丁公司设计并在F-35飞机上成功应用的一种新型超声速进气道，即“无边界层隔道超声速进气道(DiverterlessSupersonic Inlet，简称DSI)”，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，有着和边界层隔道相同的排除来流边界层的作用。由于无边界层隔道进气道优良的综合性能，目前已拓宽应用于亚声速飞行器的进气道，尤其是注重隐身、减阻的无人飞行器。

为了更进一步减小阻力，本发明提出了一种低阻高效的亚声速进气道。

发明内容

本发明的目的在于提供一种低阻高效的亚声速进气道，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。

优选的，所述进气道内通道包括自进气道口面向后且向机身内部弯折延伸的内管道，所述进气道内通道的后端为进气道出口面。

优选的，所述唇罩的唇口前缘和侧唇口均采取后掠设计。

优选的，所述进气道口面形状根据机身的外形来确定，与机身达到一体化融合设计的效果。

本发明的技术效果和优点：本进气道结构不同于常规的亚声速进气道，进气道口面前既无边界层隔道也没有凸起的鼓包，通过后掠形的尖唇口与机身的一体化融合，保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数的同时可以减小飞行器的迎风面积，从而降低阻力。

附图说明

图1为本发明的三维轴侧示意图；

图2为本发明的进口局部放大轴侧示意图；

图3为本发明的仰视图；

图4为本发明的侧视图。

图中：1-进气道口面，2-进气道内通道，3-唇罩，4-机身。

具体实施方式