一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道的制作方法

1.本发明涉及一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道，属于进气道设计领域。


背景技术：

2.在飞行器进气道设计中，针对巡飞器高隐身的需求问题，解决了埋入式进气道的高隐身性能与进气性能无法兼顾的问题。
3.进气道的主要功用是向空气喷气发动机提供所需的空气，并使迎面流入的高速气流减速，把气流的动能转变为压力能，使空气预压缩，使进气道出口流速适应压气机(或风扇)或燃烧室的要求。进气道的布局一直是巡飞器气动布局中重要组成部分，因为其不仅影响巡飞器外部流场，还与发动机内部流场紧密相连。巡飞器外部流场和进气道内流之间的相互影响对飞行器的总体性能有着重要的影响。进气道作为航空发动机的重要组成部分，其气动性能好坏会影响发动机正常工作并直接影响发动机产生的推力。工程经验一般认为进气道总压恢复系数每下降1％，发动机推力下降1.2％～1.5％。
4.但由于巡飞器自身隐身能力的不足和作战任务的局限性，出现了较高的战场损失率。因此，在以“非接触”方式为主导的未来战争中，尽快解决巡飞器隐身性能问题显得十分迫切，巡飞器的隐身化已成为一种必然的发展趋势。由于进气道本身的类腔体结构，进气道是巡飞器上主要散射源之一，常规进气道rcs(雷达散射截面积)占巡飞器整体通常大于50％。因此进气道rcs的大小将极大的影响巡飞器的战场生存能力。因此，设计合理的进气道并使其具有良好的进气性能与隐身性能是巡飞器设计的重要一环。
5.目前常规布局飞机进气道设计通常采用外露式，常见有两侧进气、翼下进气、肋下进气或腹部进气等，这种外形设计由于存在突出表面的部分，对于电磁隐身性能破坏较大。例如美国f22隐身战斗机采用两侧进气，其主要目的是为保障气动性能优异。为了提高隐身性能，可以采用内埋式，这种形式相比常规布局将减少暴露面积，从而提高隐身性能，不过一些典型的飞翼布局无人机如x-45a、“雷神”、“神经元”等，考虑到进气的需要，进气道设计仍采用凸出于机身表面的进气口，它在一定程度上还是会影响整体的隐身性能。
6.目前埋入式进气道主要设计方法为在机体外设置一虚拟喉道，按照普通s弯进气道设计方法设计，后删去机体外的部分。此方法设计出的埋入式进气道隐身性能与气动性能很难达到巡飞器的要求。


技术实现要素：

7.本发明提出的埋入式进气道完全不突出与原机身表面，其隐身性能优异，同时进气性能达到可用程度。
8.本发明的技术方案：
9.一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道，具体如下：
10.步骤一、根据发动机速高特性和整机飞行包线，带入下式求得喉道面积。
[0011][0012]
上式中，a为喉道面积；ε为考虑发动机冷却等所需流量而乘上的一个系数，对于亚音速飞行，ε约为1.03～1.05；σ
bx
为进气道总压恢复系数；g
np
为发动机折合流量；q(λ0)为流量函数；φ为进气道流量系数。
[0013]
步骤二、在合适位置设置喉道，采用新中心线变化规律公式设计中心线，完成s弯进气道设计。
[0014]
新中心线变化规律公式如下：
[0015][0016]
其中b1～b8为经验系数，x、y是二元方程的两个元，l表示进气道长度，δy表示偏心距。
[0017]
步骤三、从进气道内部50％处将进气道前部分删除，设计合适的进气道入口，入口平面形状为圆角梯形，外倾角范围在0
°
～12
°
，等效长宽比(高度除以上底与下底均值)范围在2～3。示意如图1。进气道实际入口气流入射角在0
°
～5
°
之间。
[0018]
本发明的有益效果：本发明提供一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道设计方法，本发明主要实现公式为新中心线变化规律公式即公式(1)以及进气道入口外倾角范围在0
°
～12
°
，等效长宽比范围在2～3。本发明在实际运用于隐身巡飞器的埋入式进气道设计中，可以得到一个隐身效果优异，进气道气动性能达标的进气道。总压恢复系数在92％以上，前向rcs值与普通进气道相比降低30％。
附图说明
[0019]
图1为进气道入口设计示意图。
[0020]
图2为虚拟喉道设计法示意图。
[0021]
图3为全新埋入式进气道设计法示意图。
[0022]
图4为s弯进气道设计过程图。
[0023]
图5为埋入式进气道修型设计过程图。
具体实施方式
[0024]
1、s弯进气道设计
[0025]
s弯进气道设计过程如图4所示。根据飞行工况及发动机参数确定喉道面积。根据总体气动外形设计确定喉道形状及位置，使得整体阻力及隐身性能达到最优。在确定喉道面积后，得到扩压段总长及偏心距，选择合适的中心线变化规律及面积变化规律。最后根据上述参数绘制出s弯进气道。
[0026]
2、修型为埋入式进气道
[0027]
首先去除s弯进气道前50％部分，然后设计埋入式进气道入口，最后设计过渡段形
面。
[0028]
通常埋入式进气道的设计采用虚拟喉道设计法，即在某处设置一个喉道，与进气道出口之间做s弯进气道设计，再将s弯进气道突出机体的部分去除。此方法设计出的进气道气动性能和隐身性能无法达标。同时，实际的进气道入口形状，入口角度等参数无法有效控制。
[0029]
本发明将采用新的中心线变化规律和新的埋入式进气道设计方法。实现方案如下：(1)根据发动机速高特性和整机飞行包线，带入下式求得喉道面积。
[0030][0031]
上式中a为喉道面积；ε为考虑发动机冷却等所需流量而乘上的一个系数，对于亚音速飞行，ε约为1.03～1.05；σ
bx
为进气道总压恢复系数；g
np
为发动机折合流量；q(λ0)为流量函数；φ为进气道流量系数。
[0032]
(2)在合适位置设置喉道，采用新中心线变化规律公式设计中心线，完成s弯进气道设计。
[0033]
新中心线变化规律公式如下：
[0034][0035]
其中b1～b8为经验系数。
[0036]
(3)从进气道内部约50％处将进气道前部分删除，设计合适的进气道入口，入口平面形状为圆角梯形，外倾角范围在0
°
～12
°
,等效长宽比(高度除以上底与下底均值)范围在2～3。示意如图1。进气道实际入口气流入射角在0
°
～5
°
之间。


技术特征：
1.一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道，其特征在于，具体如下：步骤一、根据发动机速高特性和整机飞行包线，带入下式求得喉道面积；上式中，a为喉道面积；ε为考虑发动机冷却等所需流量而乘上的一个系数；σ
bx
为进气道总压恢复系数；g
np
为发动机折合流量；q(λ0)为流量函数；φ为进气道流量系数；步骤二、在合适位置设置喉道，采用新中心线变化规律公式设计中心线，完成s弯进气道设计；新中心线变化规律公式如下：其中b1～b8为经验系数，x、y是二元方程的两个元，l表示进气道长度，δy表示偏心距；步骤三、从进气道内部50％处将进气道前部分删除，设计合适的进气道入口，入口平面形状为圆角梯形，外倾角范围在0
°
～12
°
，等效长宽比范围在2～3；进气道实际入口气流入射角在0
°
～5
°
之间。

技术总结
本发明提供一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道，本发明主要实现公式为新中心线变化规律公式以及进气道入口外倾角范围在0


技术研发人员：吕润民 孙之骏 黄伟 唐兰 李毅波 林李李
受保护的技术使用者：沈阳飞机设计研究所扬州协同创新研究院有限公司
技术研发日：2023.05.18
技术公布日：2023/8/16