CN110116819B - 一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法 - Google Patents

一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN110116819B
CN110116819B CN201910465951.9A CN201910465951A CN110116819B CN 110116819 B CN110116819 B CN 110116819B CN 201910465951 A CN201910465951 A CN 201910465951A CN 110116819 B CN110116819 B CN 110116819B
Authority
CN
China
Prior art keywords
air inlet
aircraft
flow field
reference flow
central axis
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201910465951.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN110116819A (zh
Inventor
范晓樯
熊冰
王振国
刘卫东
梁剑寒
王翼
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
National University of Defense Technology
Original Assignee
National University of Defense Technology
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by National University of Defense Technology filed Critical National University of Defense Technology
Priority to CN201910465951.9A priority Critical patent/CN110116819B/zh
Publication of CN110116819A publication Critical patent/CN110116819A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN110116819B publication Critical patent/CN110116819B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0266—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants
    • B64D2033/0273—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of power plants for jet engines

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Other Liquid Machine Or Engine Such As Wave Power Use (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明提供一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法，包括飞行器前体以及设在飞行器前体底部的进气道；进气道的入口包括进气道唇口与进气道前缘，进气道唇口与飞行器前体贴合，进气道前缘位于进气道唇口的下方，进气道前缘位于进气道唇口的上游。相较于正置进气布局，倒置进气布局的进气道前缘在下、进气道唇口在上，气流经过这道激波其流动方向突变为靠近飞行器中轴线，此后在进气道中的流动也逐渐靠近飞行器中轴线，对于倒置进气布局而言，进气道后边所接的转弯隔离段设计难度降低，隔离段长度也大为缩短，其内部流动的气流转弯十分平缓，有效的降低了流动损失。本发明应用于高超声速飞行器领域。

Description

一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器领域，尤其涉及一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法。
背景技术
超燃冲压发动机是高超声速飞行器的主要动力部件，随着发动机技术的逐步成熟，高超声速飞行器逐渐走向工程实用。超燃冲压发动机主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管四部分组成。高超声速进气道是超燃冲压发动机的供气部件，为发动机燃烧室提供足量且较高品质的来流，保证发动机正常高效工作。
在高超声速飞行器工程化过程中，如何实现发动机与飞行器的一体化设计，以及如何设计性能优异的发动机是两个核心技术。发动机与飞行器一体化设计的关键就是高超声速进气道与飞行器前体的一体化设计，并且高超声速进气道的性能直接影响到发动机甚至飞行器的整体性能。
现有的实现高超声速进气道与飞行器一体化设计主要集中在乘波体飞行器，现有文献《马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究》(2014)中详细记录了一种乘波体飞行器与高超声速进气道一体化方案及其设计方法。本发明所涉及的技术方案是指带有预压缩前体(诸如圆锥前体，曲面锥前体)的高超声速飞行器，对于这种带预压缩前体的飞行器与高超声速进气道的一体化设计方案，现有的实现方案可见《曲锥前体/三维内转进气道一体化设计与分析》(《航空动力学报》2018)和《Design of Modular Shape-Transition Inlets for a Conical Hypersonic Vehicle》(《Journal of Propulsionand Power》2013)。从空气动力学设计本质上看，这两种公开的技术方案属于同一类型，我们称其为正置进气布局飞行器。图1-2给出了这种进气布局飞行器的设计方法的原理图。
图1中黑色实线箭头给出了正置进气布局飞行器的气流流动方向，从图1中可知，来流被圆锥前体激波压缩后，方向向下(箭头a)流动进入进气道，气流在进气道中被继续压缩，流动方向(箭头b)远离飞行器中轴线；从图2中同样可知，气流的压缩方向都是远离圆心的，即远离飞行器中轴线。图1中示出的是飞行器中轴线，同时也是发动机燃烧室和尾喷管的中轴线，也是发动机的推力方向。从飞行器总体来考虑，正置进气布局存在的缺点主要有：
对于正置进气布局，进气道对气流的压缩方向为远离飞行器中轴线(箭头b，c)，那么后边的转弯隔离段需要设计成如图3所示形状(正视图)，气流流动方向先远离中轴线(箭头c)再靠近中轴线(箭头d，e)，一方面隔离段的设计难度加大，另一方面隔离段长度也会过长，流动粘性损失加大；
第二，对于正置进气布局，由于基准流场的中心体半径很小，因此其三维内转进气道压缩的三维特征强，进气道内部流动涡流严重，其出口气流均匀度下降；
第三，对于正置进气布局，在保证捕获流量不变的情况下，进气道长度很难缩短，流道很长，不利于减少流动粘性损失以及缩短发动机总长度。
发明内容
针对现有技术中的不足，本发明的目的是提供一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法。
其采用的技术方案是：
一种倒置进气布局的飞行器，包括飞行器前体以及设在飞行器前体底部的进气道；
所述进气道的入口包括进气道唇口与进气道前缘，所述进气道唇口与飞行器前体贴合，所述进气道前缘位于进气道唇口的下方，所述进气道前缘位于所述进气道唇口的上游。
作为上述技术方案的进一步改进，所述飞行器前体的底端还设有鼓包，所述鼓包的前缘型线与飞行器前体的表面重合，所述鼓包的后缘型线与进气道唇口重合。
一种上述倒置进气布局的飞行器的设计方法，包括以下步骤：
步骤1，在飞行器前体上选定流向横截面作为进气道前缘安装截面；
步骤2，在进气道前缘安装截面中飞行器中轴线的正上方布置基准流场中轴线，所述基准流场中轴线与飞行器中轴线平行；
步骤3，以基准流场中轴线为圆心，在进气道前缘安装截面内设计出一大一小的两个同心圆，分别作为基准流场外圆和基准流场中心体，然后生成一个基准流场，所述基准流场的激波面与飞行器前体的表面相交，将基准流场的激波面与飞行器前体表面的相交线作为进气道入口的一条边；
步骤4，选定进气道的入口形状，在基准流场内运用流线追踪技术获得进气道型面，并将进气道安装至飞行器前体表面，完成一体化设计。
作为上述技术方案的进一步改进，步骤1中，所述进气道前缘安装截面与飞行器前体首端的距离为飞行器前体全长的20％-100％。
本发明的有益技术效果：
本发明通过使进气道前缘位于进气道唇口的下方的同时使进气道前缘位于进气道唇口的上游，从而构成倒置进气布局的结构，相较于正置进气布局，倒置进气布局的进气道前缘在下、进气道唇口在上，气流经过这道激波其流动方向突变为靠近飞行器中轴线，此后在进气道中的流动也逐渐靠近飞行器中轴线，对于倒置进气布局而言，进气道后边所接的转弯隔离段设计难度降低，隔离段长度也大为缩短，其内部流动的气流转弯十分平缓，有效的降低了流动损失。
附图说明
图1是现有技术中正置进气布局的高超声速飞行器部分结构的正视图；
图2是现有技术中正置进气布局的高超声速飞行器部分结构的侧视图；
图3是现有技术中正置进气布局的高超声速飞行器的转弯隔离段示意图；
图4是本发明中倒置进气布局的高超声速飞行器第一种实施例的部分结构正视图；
图5是本发明中倒置进气布局的高超声速飞行器第二种实施例的部分结构正视图；
图6是本发明中倒置进气布局的高超声速飞行器第二种实施例的部分结构侧视图；
图7是本发明中倒置进气布局的飞行器设计方法的流程图；
图8是本发明中倒置进气布局的飞行器设计方法的原理图；
图9是本发明中基准流场的激波面与飞行器前体的表面相交的结构示意图。
具体实施方式
为了使本公开的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下结合具体实施例，并根据附图，对本发明进一步详细说明。需要说明的是，在附图或说明书描述中，未描述的内容以及部分英文简写为所属技术领域中普通技术人员所熟知的内容。本实施例中给定的一些特定参数仅作为示范，在不同的实施方式中该值可以相应地改变为合适的值。
如图4所示的一种倒置进气布局的飞行器的第一种实施方式，包括飞行器前体以及设在飞行器前体底部的进气道；进气道的入口包括进气道唇口与进气道前缘，进气道唇口与飞行器前体贴合,即进气道唇口位于飞行器前体上；进气道前缘位于进气道唇口的下方，进气道前缘位于进气道唇口的上游，即进气道前缘位于高速来流的上游，进气道唇口位于高速来流的下游。
本发明通过使进气道前缘位于进气道唇口的下方的同时使进气道前缘位于进气道唇口的上游，从而构成倒置进气布局的结构，参考图4，相较于正置进气布局，倒置进气布局的进气道前缘在下、进气道唇口在上，其进气道前缘激波如图4所示，气流经过这道激波其流动方向突变为靠近飞行器中轴线，即箭头b，此后在进气道中的流动(沿箭头c方向)也逐渐靠近飞行器中轴线，对于倒置进气布局而言，进气道后边所接的转弯隔离段设计难度降低，隔离段长度也大为缩短，图4中隔离段内部气流流动方向由箭头d缓慢过度到飞行器中轴线方向(即箭头e的方向)，气流转弯十分平缓，有效的降低了流动损失。
如图5所示的一种倒置进气布局的飞行器的第二种实施方式，在第一种实施方式的基础上，飞行器前体的底端还设有鼓包，鼓包的前缘型线与飞行器前体的表面重合，鼓包的后缘型线与进气道唇口重合；即图6中鼓包后缘型线AB与进气道唇口一侧型线AB重合，鼓包前缘型线AEB与飞行器表面是重合的。通过将鼓包构型应用到倒置进气布局中，从而提升了进气道入口气流的平均密流、降低了进气道实际内收缩比，进气道能够在更低飞行马赫数自起动。
如图7所示的一种上述倒置进气布局的飞行器的设计方法，包括以下步骤：
步骤1，在飞行器前体上选定流向横截面作为进气道前缘安装截面，其中，进气道前缘安装截面与飞行器前体首端的距离为飞行器前体全长的20％-100％，本实施例中进气道前缘安装截面与飞行器前体首端的距离为飞行器前体全长的20％，飞行器前体首端指的是飞行器前提上位于高速来流上游的一端，即图4或图5中左侧的尖锐端。
步骤2，在进气道前缘安装截面中飞行器中轴线的正上方布置基准流场中轴线，基准流场中轴线与飞行器中轴线平行。
步骤3，参考图8，以基准流场中轴线为圆心，在进气道前缘安装截面内设计出一大一小的两个同心圆，分别作为基准流场外圆和基准流场中心体，然后生成一个基准流场，基准流场即图8中基准流场外圆和基准流场中心体之间的位置，基准流场的激波面与飞行器前体的表面相交，将基准流场的激波面与飞行器前体表面的相交线作为进气道入口的一条边，进气道唇口则位于该条边上；参考图9，由于进气道前缘一定是位于基准流场激波面上的，现在需要将进气道也安装在飞行器前体表面，所以将进气道的一条边设定为基准流场的激波面与飞行器前体表面的相交线即可，即能确定进气道前缘与进气道唇口的位置，最终实现倒置进气布局设计。
步骤4，选定进气道的入口形状，在基准流场内运用流线追踪技术获得进气道型面，并将进气道安装至飞行器前体表面，完成一体化设计，其中进气道的入口形状可以是预设形状也可以是在基准流场内的任意形状。
在步骤2与步骤3中，采用迭代设计的方式不断调节基准流场中轴线与飞行器中轴线之间的距离以及两个同心圆的半径大小直至基准流场的激波面与飞行器前体的表面具有相交线。
上述倒置进气布局的飞行器的设计方法中是以轴对称前体为示例的，上述设计方法中的轴对称前体只是一个特例，换作其他形状的前体，比如：类轴对称前体、乘波前体等，该设计方法同样有效。同时，参考1999年公开于《Journal.Of Propulsion and Power》杂志的文献《Design of Three-Dimensional Hypersonic Inlets with Rectangular-to-Elliptical Shape Transition》,对于本领域技术人员而言，生成一个基准流场，以及通过基准流场生成一个高超声速进气道均为本领域的公知常识，不属于本发明内容，因此在本实施例中不作赘述。
以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。

Claims (2)

1.一种倒置进气布局的飞行器的设计方法，其特征在于，所述倒置进气布局的飞行器包括飞行器前体以及设在飞行器前体底部的进气道；所述进气道的入口包括进气道唇口与进气道前缘，所述进气道唇口与飞行器前体贴合，所述进气道前缘位于进气道唇口的下方，所述进气道前缘位于所述进气道唇口的上游；所述设计方法包括以下步骤：
步骤1，在飞行器前体上选定流向横截面作为进气道前缘安装截面；
步骤2，在进气道前缘安装截面中飞行器中轴线的正上方布置基准流场中轴线，所述基准流场中轴线与飞行器中轴线平行；
步骤3，以基准流场中轴线为圆心，在进气道前缘安装截面内设计出一大一小的两个同心圆，分别作为基准流场外圆和基准流场中心体，然后生成一个基准流场，所述基准流场的激波面与飞行器前体的表面相交，将基准流场的激波面与飞行器前体表面的相交线作为进气道入口的一条边；
步骤4，选定进气道的入口形状，在基准流场内运用流线追踪技术获得进气道型面，并将进气道安装至飞行器前体表面，完成一体化设计；
在步骤2与步骤3中，采用迭代设计的方式不断调节基准流场中轴线与飞行器中轴线之间的距离以及两个同心圆的半径大小直至基准流场的激波面与飞行器前体的表面具有相交线。
2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，步骤1中，所述进气道前缘安装截面与飞行器前体首端的距离为飞行器前体全长的20％-100％。
CN201910465951.9A 2019-05-31 2019-05-31 一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法 Active CN110116819B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910465951.9A CN110116819B (zh) 2019-05-31 2019-05-31 一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201910465951.9A CN110116819B (zh) 2019-05-31 2019-05-31 一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN110116819A CN110116819A (zh) 2019-08-13
CN110116819B true CN110116819B (zh) 2020-10-13

Family

ID=67523561

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201910465951.9A Active CN110116819B (zh) 2019-05-31 2019-05-31 一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN110116819B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4381017A (en) * 1980-04-05 1983-04-26 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung Air inlet, especially a two-dimensional air inlet set at an angle on one side for gas turbine jet propulsion plants for driving airplanes
CN101798961A (zh) * 2010-03-29 2010-08-11 南京航空航天大学 两级斜切的超声速进气唇口
CN108331665A (zh) * 2018-03-29 2018-07-27 中国科学院力学研究所 全流量捕获的高超声速变截面内转式进气道快速设计方法
CN109455309A (zh) * 2018-11-19 2019-03-12 厦门大学 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4381017A (en) * 1980-04-05 1983-04-26 Messerschmitt-Boelkow-Blohm Gesellschaft Mit Beschraenkter Haftung Air inlet, especially a two-dimensional air inlet set at an angle on one side for gas turbine jet propulsion plants for driving airplanes
CN101798961A (zh) * 2010-03-29 2010-08-11 南京航空航天大学 两级斜切的超声速进气唇口
CN108331665A (zh) * 2018-03-29 2018-07-27 中国科学院力学研究所 全流量捕获的高超声速变截面内转式进气道快速设计方法
CN109455309A (zh) * 2018-11-19 2019-03-12 厦门大学 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
一种进气道内激波/边界层干扰控制的新方法及其流动机理;张悦等;《宇航学报》;20120229;第33卷(第2期);第265-274页 *
万大为等.定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证.《航空动力学报》.2007,第22卷(第8期), *
定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证;万大为等;《航空动力学报》;20070831;第22卷(第8期);第1279-1284页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN110116819A (zh) 2019-08-13

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6527224B2 (en) Separate boundary layer engine inlet
CA2703748C (en) Low shock strength inlet
US20070187550A1 (en) Integrated inward turning inlets and nozzles for hypersonic air vehicles
US7690595B2 (en) System, method, and apparatus for throat corner scoop offtake for mixed compression inlets on aircraft engines
CN108290636B (zh) 具有隔音板的涡轮发动机推进飞机
EP1206384A2 (en) Supersonic external-compression diffuser and method for designing same
CN111767613B (zh) 压缩面偏置的定几何高速进气道进口段设计方法
CN110182380B (zh) 基于典型内转进气道的高超声速内外流一体化设计方法
CN106321283A (zh) 基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法
CN107380457A (zh) 一种飞翼布局隐身无人机动力系统
CN112627981B (zh) 一种用于rbcc发动机的轴对称内并联式双模态进气道及控制方法
US7631836B2 (en) Jet engine nacelle for a supersonic aircraft
CN105539863B (zh) 高超声速飞行器前体、进气道及支板一体化气动布局方法
CN110116819B (zh) 一种倒置进气布局的飞行器及其设计方法
CN113120244B (zh) 一种提高背负式并列双发双s弯进气道性能的设计方法
US11535355B2 (en) Aerodynamic body for supersonic speed
CN113104198B (zh) 乘波前体自适应边界层排移内转进气道一体化设计方法
CN103470400B (zh) 一种进出口形状可控的吸气式高超声速飞行器排气喷管的设计方法
CN114261530A (zh) 最小阻力锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计方法
CN207141406U (zh) 一种飞翼布局隐身无人机动力系统
CN113107703A (zh) 一种喷管气孔流动控制结构
JP6180005B2 (ja) ノズル構造体およびノズル構造体の製造方法
US11441517B2 (en) Supersonic jet aircraft
CN112648109B (zh) 一种基于高超声速飞机喷管冷却的机体外引气装置
CN112678206B (zh) 一种可重复使用的运载器的气动布局结构及设计方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant