[发明专利]一种腹下布局超声速进气道

说明书

本发明公开了一种腹下布局超声速进气道。包括位于超声速导弹躯体(1)下腹的超声速进气道前体压缩面(2)，超声速进气道前体压缩面(2)后方接进气道主体；在超声速导弹躯体(1)对称面上建立坐标系，其中：XY坐标平面为对称面，X、Y、Z轴分别为航向、竖向、横向；超声速进气道前体压缩面(2)为变曲面设计，其沿X轴方向采用三级局部等熵压缩，对应的各压缩角δ1、δ2、δ3按等强度压缩设计。本发明采用导弹腹下进气布局形式，可让出导弹头部空间，有利于导引头等元器件安装，同时变曲面压缩面设计可有效改变附面层低能流流动方向，有效排除附面层低能流，提升进气道性能。

技术领域

本发明属于飞机进气道设计技术领域，具体涉及一种腹下布局超声速进气道。

背景技术

随着科技进步与武器装备逐渐升级，突防能力和打击能力强的超声速巡航导弹是现代化战争的重要武器。超声速巡航导弹通常采用吸气式推进系统，而超声速进气道作为吸气式推进系统的主要部件之一，其功能主要是将高速气流减速增压，为动力装置提供较高能量的空气流量，是超声速巡航导弹吸气式动力装置的重要组成部分。超声速进气道性能直接影响燃烧室的燃烧效率及发动机总体性能。因此，超声速进气道设计技术研究对以高性能冲压发动机为动力装置的战术导弹至关重要。

常见超声速进气道布局形式主要有头部进气、后置带隔道进气、腹下进气形式。后置带隔道进气布局形式，进气道流量捕获率以及进气道压缩效率低，且受隔道影响进气道阻力较大；头部进气布局进气道，进气道性能较优同时进气道阻力较小，但头部布局形式进气道空间占用率大，对于导弹而言对导引头等元器件安装及视窗影响较大。采用腹部布局进气道可让出导弹头部空间，有利于导引头等元器件安装，且对导引头视窗无影响。同时，采用腹部布局进气道具有较好的攻角特性。但腹部布局进气道性能受弹体腹部附面层影响大。

发明内容

本发明的目的是：提供了一种腹下布局超声速进气道。本发明采用导弹腹下进气布局形式，可让出导弹头部空间，有利于导引头等元器件安装，同时变曲面压缩面设计可有效改变附面层低能流流动方向，有效排除附面层低能流，提升进气道性能，具有良好的工程应用价值。

本发明的技术方案是：一种腹下布局超声速进气道，包括位于超声速导弹躯体下腹的超声速进气道前体压缩面，超声速进气道前体压缩面后方接进气道主体；在超声速导弹躯体对称面上建立坐标系，其中：XY坐标平面为对称面，X、Y、Z轴分别为航向、竖向、横向；所述的超声速进气道前体压缩面为变曲面设计，其沿X轴方向采用三级局部等熵压缩，依次分别为:前级斜激波压缩、中级等熵压缩波、后级斜激波压缩，对应的各压缩角δ1、δ2、δ3按等强度压缩设计。

前述的腹下布局超声速进气道中，所述的超声速进气道前体压缩面关于对称面对称，且沿Z轴采用变压缩角设计：压缩角从对称面开始，沿Z轴方向向两边依次递减。

前述的腹下布局超声速进气道中，所述的进气道主体包括超声速进气道隔离段，超声速进气道隔离段前端为气道进口；气道进口底部为超声速进气道唇罩，两侧为超声速进气道侧板；所述的超声速进气道唇罩采用激波封口设计。

可选地，前述的腹下布局超声速进气道中，所述的超声速进气道唇罩还采用前掠设计，前掠角结合进气道压缩面沿Z轴形成的变曲面压缩波确定。

可选地，前述的腹下布局超声速进气道中，所述的超声速进气道唇罩还采用后掠设计，后掠角结合进气道压缩面沿Z轴形成的变曲面压缩波确定。

可选地，前述的腹下布局超声速进气道中，所述的超声速进气道侧板前端采用后掠设计。

可选地，前述的腹下布局超声速进气道中，所述的超声速进气道侧板前端采用前掠设计。

前述的腹下布局超声速进气道中，所述的超声速进气道隔离段顶部还设有进气道放气口，进气道放气口与超声速进气道放气腔连通；所述的超声速进气道放气腔设置于超声速进气道隔离段与超声速导弹躯体腹部之间。