一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道的制作方法

本申请属于飞机进气道设计领域，特别涉及一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道。

背景技术：

进气道可以分为动压式进气道和静压式进气道两大类。动压式进气道入口垂直于来流方向，可以有效利用来流冲压进气，现有飞机进气道多为动压式。静压式进气道入口平行于来流方向，进气道无突出蒙皮部件，与飞行器外形高度融合。但由于静压式进气道无法有效利用来流冲压，因此存在总压损失和流场畸变过大的问题，使其应用范围受到较大限制，长期以来只被用作辅助进气口或巡航导弹进气道，作为飞翼布局飞机主进气道的应用受到了极大地限制。现有技术中尚无能够应用于飞翼布局飞机的静压式进气道设计方法。

因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。

技术实现要素：

本申请的目的是提供了一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，以解决现有技术存在的至少一个问题。

本申请的技术方案是：

一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，所述进气道包括：唇口和内管道，其中，

所述唇口呈不规则五边形，包括前缘、左侧棱、右侧棱、左后棱以及右后棱；

所述内管道包括进气道进口段以及进气道主段，所述进气道进口段与所述进气道主段之间采用二阶连续曲面过渡，并且所述内管道的中心线采用如下公式计算：

其中，y为中心线纵向坐标函数，x为中心线横向坐标，l为中心线总长度，a、b、c、d、e为常数。

可选地，所述左侧棱以及所述右侧棱具有外倾角度α，所述外倾角度均为α＝4°。

可选地，所述左后棱以及所述右后棱具有前掠角度β，所述前掠角度均为β＝12°。

可选地，

所述左侧棱与所述前缘之间通过倒角连接，所述右侧棱与所述前缘之间通过倒角连接；

所述左侧棱与所述左后棱之间通过倒角连接，所述右侧棱与所述右后棱之间通过倒角连接。

可选地，所述进气道唇口附近的曲面倾角小于2°。

发明至少存在以下有益技术效果：

本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，通过对进气口及内管道型面进行优化设计，改善静压式进气道气动性能，降低进气道总压损失和流场畸变，从而使其能够应用于飞翼布局飞机。

附图说明

图1是本申请一个实施方式的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道示意图；

图2是本申请一个实施方式的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道进口截面示意图。

其中：

1-进气道进口段；101-前缘；102-左侧棱；103-右侧棱；104-左后棱；105-右后棱；2-进气道主段。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

一种适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，进气道包括：唇口和内管道。

具体的，如图2所示，唇口呈不规则五边形，包括前缘101、左侧棱102、右侧棱103、左后棱104以及右后棱105；内管道包括进气道进口段1以及进气道主段2，进气道进口段1与进气道主段2之间采用二阶连续曲面过渡；该内管道的进气道进口段1以及进气道主段2的中心线采用如下公式计算：

其中，y为中心线纵向坐标函数，x为中心线横向坐标，l为中心线总长度，a、b、c、d、e为常数。

本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，左侧棱102以及右侧棱103具有外倾角度α，在本申请的一个实施方式中，该外倾角度均为α＝4°。

本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，左后棱104以及右后棱105具有前掠角度β，在本申请的一个实施方式中，该前掠角度均为β＝12°。

有利的是，在本申请的一个实施方式中，左侧棱102与前缘101之间通过倒角连接，右侧棱103与前缘101之间通过倒角连接；左侧棱102与左后棱104之间通过倒角连接，右侧棱103与右后棱105之间通过倒角连接。

在本申请的一个实施方式中，优选对飞翼布局上表面进行修型处理，保证进气道唇口附近的曲面倾角小于2°。

本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，通过设计新型口面形式，大幅削弱了进气道唇口侧棱卷起的对涡结构，避免了对涡吸入进气道后导致流场过大的畸变及总压损失，从而提升了进气道性能。同时为了解决进气困难问题，通过精心设计的内管道的形状，最大限度的减小了进气道内管道逆压梯度，从而削弱了进气道内部分离，同时缓解了静压式进气道进气困难的问题。

本申请的适用于飞翼布局飞机的低速静压式进气道，可以大幅降低静压式进气道流场总压损失及进气道出口畸变指数，显著提升静压式进气道性能，使静压式进气道作为低速飞翼布局飞行器成为可能，从而能够降低飞翼布局飞行器进气道迎风阻力、减轻结构重量，节省空间，进一步提升飞翼布局飞机的隐身性能。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

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