[发明专利]一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件及设计方法

权利要求书

1.一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，包括进气道进口、位于进气道进口前部的二级可调压缩楔面（4）及位于二级可调压缩楔面（4）前部的一级固定压缩楔面（3）；其特征在于，所述一级固定压缩楔面（3）前方连接有二级鼓包（2），二级鼓包（2）前方连接有一级鼓包（1）；一级鼓包（1）预压缩角θ₁取值0-5°，二级鼓包（2）预压缩角θ₂取值0-5°；

所述一级鼓包的后部两侧向外分别倾斜延伸出边条翼（6），且两侧的边条翼（6）为对称设置的，两侧边条翼（6）自前向后逐渐向后扩展且边条翼（6）低于二级鼓包（2）、一级固定压缩楔面（3）及二级可调压缩楔面（4）的高度；所述二级可调压缩楔面（4）的两侧向上延伸出侧板（13），该侧板自前向后延伸至进气道进口处；

所述二级鼓包（2）、一级固定压缩楔面（3）及侧板（13）与边条翼（6）之间通过过渡型面（5）连接，该过渡型面（5）为边条翼（6）与一级鼓包（1）、二级鼓包（2）之间连续的弧面过渡；

所述的二元可调进气道的侧板（13）起始于二级可调压缩楔面（4）和唇罩（7），向后延展形成一倒“V”型结构双后掠角；

所述的二元可调进气道的一级固定压缩楔面（3）与前体的第二级鼓包后缘相连；所述的过渡型面（5）展向终止于进气道侧板（13），与侧壁形成三角状阶梯。

2.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：还包括喉道段（8），扩张段（9），连杆部件（10）和驱动装置（11）；所述二级可调压缩楔面（4）为定轴转动的刚性部件，转轴点为可调压缩楔面（4）与一级固定压缩楔面（3）的转轴处。

3.根据权利要求2所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：所述二级可调压缩楔面（4）和喉道段（8）开有分区的放气槽（12）；所述的放气槽（12）进口位置覆盖进气道在全马赫数范围工作时唇罩入射激波的入射点。

4.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：过渡型面（5）、边条翼（6）、一级鼓包（1）、二级鼓包（2）、一级固定压缩楔面（3）之间没有任何突出物及缝隙。

5.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔。

6.根据权利要求3所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：二级可调压缩楔面（4）内侧与连杆部件（10）一端铰接；连杆部件（10）的另一端与驱动装置（11）的输出端铰接，驱动装置的输出端向前或者向后移动，带动连杆部件（10）转动而使二级可调压缩楔面（4）将喉道段截面积变小或变大。

7.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：一级鼓包（1）和二级鼓包（2）均基于外锥流场流线追踪而来。

8.一种根据权利要求1至7中任一项所述二元可调进气道与飞行器前体一体化组件的设计方法，包括如下步骤：

（1）飞行器前体部分的设计

（1.1）为了生成鼓包压缩楔面，外锥基准流场的设计参数为：M₀=4.0，外锥半锥角为4°；然后，根据机身的总体约束，包括飞行器宽度、长度、容积约束，设计飞行器前缘捕获型线，在外锥基准流场中追踪流线，生成前体鼓包压缩楔面；

（1.2）根据第一级鼓包波后马赫数、进气道第一级压缩角，以及考虑前体和进气道的融合，同时为了削弱前体两侧膨胀对流量捕获的影响，第二级鼓包两侧的扩张角α取值0-60°；

（1.3）根据进气道捕获面积的要求确定进气道安装位置，在Ma₀=4.0时，二元可调进气道的一二级外压缩楔面与前体的第二级鼓包后缘相连；压缩楔面与飞行器前体之间通过渡型面融合；

（2）可调进气道内流道调整设计

其中进气道最前缘点距前体前缘点L1=3276.8mm，H1=149mm，在Ma0=4.0时，进气道一二级外压缩角α₁、α₂，与水平方向所成角度分别为12°、21.2°；在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔，不同的泄流腔之间互相隔开；前体两级鼓包在对称面上的偏转角分别为2°、2°；

（3）前体和可调进气道进行一体化设计

在设计过程中对前体及可调进气道型面进行调整，直至在不降低进气道性能的基础上，减小飞行器的阻力系数。