[发明专利]一种新型高超声速内收缩进气道

说明书

本发明涉及一种新型高超声速内收缩进气道，所述进气道进口左右对称，由上下两段曲线构成，上段曲线为超椭圆形曲线，下段曲线为幂指数曲线；两段曲线的对接处位于两侧，该对接处同时也是与飞行器前缘的对接位置；进气道出口形状与进口不同，为多种构型，以实现与不同构型燃烧室的匹配。

技术领域

本发明属于进气道技术领域，主要涉及一种三维高超声速内收缩进气道，具备复杂的银杏叶形进口形状和超椭圆出口形状，可以与单发布局的飞行器实现良好气动匹配，并且在高超声速(Ma4-8)范围可高效工作，性能良好。

背景技术

近年来以超燃冲压发动机及组合动力为代表的高超声速动力技术获得极大进步。其进气道、燃烧室、喷管、供应、控制等关键技术均已基本突破，随着复合材料、主动冷却、燃料技术的进展，结构热防护的问题也得到了较好的解决。高超声速飞行即将迎来全面发展的新时代。

高超声速飞行还存在着与低速飞行不同的问题，一是来流马赫数高，气动阻力极大，高超声速流动往往伴有激波损失、激波附面相互作用带的来的流动分离损失、激波相互作用带来的滑移层损失以及厚厚的附面层带来的摩擦损失等，这此导致飞行阻力相比低速飞行显著提升，因此飞行器与发动机在气动上的一体化设计成为必需，一体化设计可以有效减小气动阻力。二是来流总温极高，发动机前缘热问题非常突出。前缘滞止温度往往可达到2000K以上，这给结构设计带来极大的挑战。

另外，高超声速飞行器起步阶段多采用单发布局，特别是针对小规模武器背景，单发布局总体规模小，难度小，成本低。美国开展的高超声速飞行试验X-43及X-51均为单发布局。澳大利亚开展的飞行试验也采用了单发布局。

发明内容

本发明解决的技术问题是：为了解决单发布局飞行器遇到的飞行器发动机气动一体化设计问题，提出了一种特殊构型的三维内收缩进气道概念，其特殊的进口形状可以与飞行器前缘实现良好的一体化设计，同时其出口可以与多种构型的发动机流道实现良好匹配。

本发明的技术解决方案是：一种新型高超声速内收缩进气道，所述进气道进口左右对称，由上下两段曲线构成，上段曲线为超椭圆形曲线，下段曲线为幂指数曲线；两段曲线的对接处位于两侧，该对接处同时也是与飞行器前缘的对接位置；进气道出口形状与进口不同，为多种构型，以实现与不同构型燃烧室的匹配。

优选的，进气道出口采用超椭圆形状，通过调整长短半轴和指数，实现圆形、椭圆形、圆角矩形、矩形等多种构型的出口形状。

优选的，针对超椭圆设计，在长短半轴确定的情况下，通过调整指数获得相同截面面积约束下的最小周长形状，以减小进气道壁面面积，最终实现结构质量的减小。

优选的，对进气道唇口进行局部切除，减小内收缩比，以拓宽进气道工作范围。

优选的，局部切除后的进气道唇口为“V”形唇口，起点与未切除前原唇口前缘线相切，终点对应满足内收缩比要求的截面。

优选的，所述内收缩比要小于理论进气道的自起动极限，对理论自起动极限进行修正，修正系数取0.90～0.95。

优选的，所述“V”形唇口采用二次曲线设计，前端通过直线平滑过渡形成夹角。

优选的，所述的夹角范围8°～15°。

优选的，采用幂函数曲线函数将对应角度的进口形状向后追踪的流线和出口形状向前追踪的流线拟合生成最终的进气道型线；幂函数曲线f(x)＝ax^1/n，其中指数取质数；a为系数，用于调整变化速率。

一种单发布局的飞行器，包括所述的进气道，进气道埋于飞行器机身内部，位于飞行器最前缘，同时进气道前缘线与飞行器前缘融为一体。

本发明与现有技术相比的有益效果是：