CN114852351A - 一种低阻高效的亚声速进气道 - Google Patents
一种低阻高效的亚声速进气道 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114852351A CN114852351A CN202210624926.2A CN202210624926A CN114852351A CN 114852351 A CN114852351 A CN 114852351A CN 202210624926 A CN202210624926 A CN 202210624926A CN 114852351 A CN114852351 A CN 114852351A
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- inlet
- channel
- resistance
- subsonic
- air inlet
- 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.)
- Pending
Links
- 230000000694 effects Effects 0.000 claims description 4
- 238000011084 recovery Methods 0.000 abstract description 2
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 6
- 210000001015 abdomen Anatomy 0.000 description 2
- 230000004927 fusion Effects 0.000 description 2
- 238000000926 separation method Methods 0.000 description 2
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 210000002345 respiratory system Anatomy 0.000 description 1
- 238000010408 sweeping Methods 0.000 description 1
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
- 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
- B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
-
- 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
- B64D2033/0253—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes specially adapted for particular type of aircraft
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/10—Drag reduction
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明公开了一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。本进气道结构不同于常规的亚声速进气道，进气道口面前既无边界层隔道也没有凸起的鼓包，通过后掠形的尖唇口与机身的一体化融合，保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数的同时可以减小飞行器的迎风面积，从而降低阻力。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种低阻高效的亚声速进气道。
背景技术
飞机减阻问题一直以来都是航空航天领域发展的重点，进气道作为发动机的首端部件，其设计和研发一般也会从减阻的角度出发。作为吸气式推进系统的“呼吸道”，进气道肩负着对气流进行捕获、压缩、整流等重任，因此它是保证发动机正常工作的部件之一。其设计特征和工作特性对发动机的工作效率有着显著影响。亚声速飞行器是吸气式飞行器中应用最为广泛的一类飞行器，其动力系统的进气道一般有皮托式进气道、S弯进气道、埋入式进气道等形式。出于发动机安装和进气道性能等方面因素考虑，现代先进亚声速飞行器大多选用S弯进气道。
为了避免进气道吸入机身表面边界层内的低能流，传统的S弯进气道一般通过设置专门的边界层隔道将进气道进口抬离机身表面，从而将低能流从隔道处排出。显然，由于边界层隔道增加了飞行器迎风面积，为此会使得飞行器的气动阻力增加而且增加了重量和结构复杂性。
无隔道进气道，也称Bump进气道，原是由洛克希德·马丁公司设计并在F-35飞机上成功应用的一种新型超声速进气道，即“无边界层隔道超声速进气道(DiverterlessSupersonic Inlet，简称DSI)”，这种进气道的进气口并没有设置常规的固定式边界层隔道，而是通过计算机设计了一个三维曲面的突起块(或鼓包)，这个鼓包起到对气流的压缩作用，并产生一个把边界层气流推离进气道的压力分布，有着和边界层隔道相同的排除来流边界层的作用。由于无边界层隔道进气道优良的综合性能，目前已拓宽应用于亚声速飞行器的进气道，尤其是注重隐身、减阻的无人飞行器。
为了更进一步减小阻力，本发明提出了一种低阻高效的亚声速进气道。
发明内容
本发明的目的在于提供一种低阻高效的亚声速进气道，以解决背景技术中提到的问题。为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。
优选的，所述进气道内通道包括自进气道口面向后且向机身内部弯折延伸的内管道，所述进气道内通道的后端为进气道出口面。
优选的，所述唇罩的唇口前缘和侧唇口均采取后掠设计。
优选的，所述进气道口面形状根据机身的外形来确定，与机身达到一体化融合设计的效果。
本发明的技术效果和优点：本进气道结构不同于常规的亚声速进气道，进气道口面前既无边界层隔道也没有凸起的鼓包，通过后掠形的尖唇口与机身的一体化融合，保持进气道较高的总压恢复系数和较低的流场畸变指数的同时可以减小飞行器的迎风面积，从而降低阻力。
附图说明
图1为本发明的三维轴侧示意图；
图2为本发明的进口局部放大轴侧示意图；
图3为本发明的仰视图；
图4为本发明的侧视图。
图中：1-进气道口面，2-进气道内通道，3-唇罩，4-机身。
具体实施方式
为了使本发明的实现技术手段、创作特征、达成目的与功效易于明白了解，下面结合具体图示，进一步阐述本发明，在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接或是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以两个元件内部的连通。
实施例
如图1-图4所示的一种低阻高效的亚声速进气道，位于进气道前端的进气道口面1，自进气道口面1向后延伸的进气道内通道2，包围进气道口面1的进气道唇罩3，与进气道口面1和进气道唇罩3相连接的机身4。进气道口面1形状根据机身4的外形来确定，要求与机身4达到一体化融合的效果。进气道内通道2包括自进气道口面1向后且向机身内部弯折延伸的内管道，进气道内通道2的后端为进气道出口面。
其中，唇罩3包围进气道口面1并且与机身4光滑连接，唇罩3的前缘和侧唇口均采取后掠设计，后掠的尖唇罩3与机身4、进气道口面1的共同作用，可在进气道口面1前形成一定的展向压力梯度，在进气道逆压力梯度的共同作用下，将边界层向两侧排移。此外，后掠的唇罩3可以给向两侧偏移的边界层让出流出的空间，若采用直唇罩，则两侧边界层无法排出。
设计实例分析：
以飞行马赫数0.7为巡航点，设计了一个腹部进气的无边界层隔道和鼓包的亚声速飞行器进气道方案，并采用三维数值模拟技术对其性能进行了分析，其气动性能参数如表1所列，对比方案为有边界层隔道进气道和DSI进气道，仿真结果表明，本发明所提出的设计意图得到了较好的体现，虽然进气道的总压恢复系数小幅降低但飞行器阻力大幅下降。
表1本发明亚声速飞行器进气道方案的阻力(仿真结果)
本发明的示意图是以飞行器腹部进气布局方案为例进行说明，对于背部进气和两侧进气布局，对于单进气道单发动机以及单进气道多发动机(两台发动机以上)方案，本发明也同样适用。
最后应说明的是：以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (4)
1.一种低阻高效的亚声速进气道，包括位于进气道前端的进气道口面和自进气道口面向后延伸的进气道内通道，其特征在于：所述进气道口面的外部包围有进气道唇罩，所述进气道口面和进气道唇罩连接机身。
2.根据权利要求1所述的一种低阻高效的亚声速进气道，其特征在于：所述进气道内通道包括自进气道口面向后且向机身内部弯折延伸的内管道，所述进气道内通道的后端为进气道出口面。
3.根据权利要求1所述的一种低阻高效的亚声速进气道，其特征在于：所述唇罩的唇口前缘和侧唇口均采取后掠设计。
4.根据权利要求1所述的一种低阻高效的亚声速进气道，其特征在于：所述进气道口面形状根据机身的外形来确定，与机身达到一体化融合设计的效果。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210624926.2A CN114852351A (zh) | 2022-06-02 | 2022-06-02 | 一种低阻高效的亚声速进气道 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202210624926.2A CN114852351A (zh) | 2022-06-02 | 2022-06-02 | 一种低阻高效的亚声速进气道 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114852351A true CN114852351A (zh) | 2022-08-05 |
Family
ID=82625450
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202210624926.2A Pending CN114852351A (zh) | 2022-06-02 | 2022-06-02 | 一种低阻高效的亚声速进气道 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114852351A (zh) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115221639A (zh) * | 2022-08-30 | 2022-10-21 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法 |
-
2022
- 2022-06-02 CN CN202210624926.2A patent/CN114852351A/zh active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN115221639A (zh) * | 2022-08-30 | 2022-10-21 | 中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所 | 适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6527224B2 (en) | Separate boundary layer engine inlet | |
| EP2084061B1 (en) | Supersonic aircraft jet engine | |
| EP0241404B1 (en) | Gas turbine engine nacelle | |
| US7690595B2 (en) | System, method, and apparatus for throat corner scoop offtake for mixed compression inlets on aircraft engines | |
| CN103939216B (zh) | 采用组合式口面旋涡控制方法的埋入式进气道 | |
| US8091824B2 (en) | Inverted airfoil pylon for an aircraft | |
| CN107089340A (zh) | 与前体一体化的下颔式超/高超声速进气道及设计方法 | |
| CN114852351A (zh) | 一种低阻高效的亚声速进气道 | |
| 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 | |
| CN111942600B (zh) | 一种无附面层隔道进气道 | |
| CN113071689A (zh) | 一种亚声速飞行器进气道 | |
| CN105539863A (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 | |
| CN113002785B (zh) | 一种分层分布式飞行器推进系统及其布局方法 | |
| CN113062803B (zh) | 一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法 | |
| CN113062802B (zh) | 一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法 | |
| CN115571351A (zh) | 一种兼顾高低速性能和隐身性能的飞翼布局背负式进气道 | |
| CN115221639A (zh) | 适用于飞翼布局背负式半埋入进气道唇口参数化设计方法 | |
| CN203558213U (zh) | 飞机进气道附面层泄除装置 | |
| CN114144356A (zh) | 具有边界层吸入的改进型推进组件 | |
| CN109367797A (zh) | 一种发动机功率后输出的拉进式布局飞机进气道 | |
| CN109611208A (zh) | 一种降低涵道风扇噪声的方法 | |
| 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 | |
| CN201604800U (zh) | 喷气发动机与飞机引气道一体化结构 | |
| CN116537946A (zh) | 一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统 | |
| CN116588342A (zh) | 一种适用于隐身巡飞器的埋入式进气道 |
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 |