[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

说明书

本发明公开了一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，包括一级固定压缩楔面，二级可调压缩楔面，喉道段，扩张段，唇罩，驱动电机，连杆部件和侧板；所述的飞行器前体包括一级鼓包，二级鼓包，过渡型面和边条翼。本发明所述的一体化方法将二元可调进气道与飞行器机身进行高度融合，有效降低飞行器外阻；机身两级鼓包型面不仅能够有效排除机身发展的厚的附面层，而且能对超声速气流减速增压，提升进气道性能。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是本发明涉及飞行器的进气道与前体一体化组件。

背景技术

超声速进气道作为吸气式发动机的关键部件之一，主要承担着捕获、压缩自由来流，向下游发动机提供高品质流场的任务。通常飞行器在高速飞行中，机体会发展出较厚的边界层，进气道吸入边界层中的低能流后会导致进气道性能急剧下降，最终影响发动机的性能。因此，在进气道的设计中必须对前体发展出的边界层进行处理。

早期，为了避免进气道吸入边界层，工程上会在进气道与机体间设置隔道，此方法存在诸多弊端，如增大机体重量和飞行阻力等问题。

为此，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，解决如何既在提高无附面层隔道进气道的性能的同时降低飞行器外阻的技术问题。

本发明同时提供了上述进气道的设计方法。

为了达到上述目的，本发明提供的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件可采用的技术方案如下：

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及位于二级可调压缩楔面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前方连接有二级鼓包，二级鼓包前方连接有一级鼓包；一级鼓包和二级鼓包均基于外锥流场流线追踪而来；一级鼓包预压缩角θ₁取值0-5°，二级鼓包预压缩角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，且两侧的边条翼为对称设置的，两侧边条翼自前向后逐渐向后扩展且边条翼低于二级鼓包、一级固定压缩楔面及二级可调压缩楔面的高度；所述二级可调压缩楔面的两侧向上延伸出侧板，该侧板自前向后延伸至进气道进口处；

所述二级鼓包、一级固定压缩楔面及侧板与边条翼之前通过过渡型面连接，该过渡型面将边条翼与一级鼓包、二级鼓包之间连续的弧面过渡。

进一步的，所述的二元可调进气道的侧板起始于二级可调压缩楔面和唇罩，向后延展形成双后掠角。

进一步的，所述的二元可调进气道的一级固定压缩楔面与前体的第二级鼓包后缘相连，其压缩角度为8°；所述的过渡型面展向终止于进气道侧板，与侧壁形成三角状阶梯。

进一步的，还包括喉道段，扩张段，连杆部件和驱动装置；所述二级可调压缩楔面为定轴转动的刚性部件，转轴点为可调压缩楔面与一级固定压缩楔面的转轴处。

进一步的，所述二级可调压缩楔面和喉道段开有分区的放气槽；所述的放气槽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。

进一步的，过渡型面、边条翼、一级鼓包、二级鼓包、一级固定压缩楔面之间没有任何突出物及缝隙。

进一步的，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。

进一步的，二级可调压缩楔面内侧与连杆部件一端铰接；连杆部件的另一端与驱动装置的输出端铰接，驱动装置的输出端向前或者向后移动，带动连杆部件转动而使二级可调压缩楔面将喉道段截面积变小或变大。

进一步的，一级鼓包和二级鼓包均基于外锥流场流线追踪而来。