一种无附面层隔道进气道的制作方法

本发明涉及航空进气道技术领域，更具体的是涉及一种无附面层隔道进气道。

背景技术：

飞行器是在大气层内或大气层外空间飞行的器械，它们靠空气的静浮力或空气相对运动产生的空气动力升空飞行，高速飞机是吸气式飞行器中最为常见、应用最为广泛的一类飞行器。

现有技术中进气道包括位于进气道前端的进气口面、自进气口面向后延伸的进气道内通道、包围进气道口面的唇罩、与进气道口面连接的机身部分，进气口面包括位于机身部分之外的第一口面及位于机身部分之内的第二口面，唇罩包括主唇罩及自主唇罩两侧弯折延伸并与机身部分连接的侧唇罩，主唇罩的前缘包括中央尖点及自中央尖点向斜后方向延伸的第一后掠边缘，侧唇罩的前缘包括与第一边缘相交的交点及自该交点向斜后方向延伸的第二后掠边缘，进气道一般通过设置专门的附面层隔道和隔板将进气道进口抬离机身表面，以避免吸入机身表面附面层内的低能气流。

但是，由于附面层隔道增加了飞机迎风面积，并形成了电磁波的角反射器，使得飞机的气动阻力增加且雷达隐身性能下降，还增加了飞机重量和结构复杂性，从而使得进气道的制造困难、制造成本高。

技术实现要素：

基于以上问题，本发明的目的在于：提供一种无附面层隔道进气道，用于解决现有技术中进气道的附面层隔道增加了飞机迎风面积，从而使得飞机的气动阻力增加，雷达隐身性能下降，且进气道的制造困难的问题。本发明中取消了附面层隔道，消除了附面层隔道电磁波的角发射器效应，减少了飞机的迎风面积和阻力，制造更加容易；唇口、鼓包采用后掠角设计，降低了飞机主要使用姿态下的电磁波镜面效应，从而提高了唇口的隐身效果。

本发明为了实现上述目的具体采用以下技术方案：

一种无附面层隔道进气道，包括依次成型为一体的进气道管道、唇口和鼓包，所述鼓包包括相互成型为一体的台阶面和鼓包主面，所述台阶面包括上台阶面和下台阶面，所述唇口的边缘设有后掠角。

其中，所述上台阶面和下台阶面均为平面。所述上台阶面、下台阶面与航向的夹角均为a。

优选的，所述a为30°-45°。

所述鼓包的主面与航向平行，且鼓包主面与台阶面的连接处设有倒圆。

所述鼓包主面的高度为40mm。

所述后掠角包括俯视后掠角b和正视后掠角c，所述俯视后掠角b为30°-40°，正视后掠角c为12°-20°。

本发明的有益效果如下：

(1)本发明中利用鼓包将附面层低能气流排除至两侧，从而提高了进气道的总压恢复系数，取消了附面层隔道，消除了附面层隔道电磁波的角发射器效应，减少了飞机的迎风面积和阻力；唇口、鼓包采用后掠角设计，降低了飞机主要使用姿态下的电磁波镜面效应，从而提高了唇口的隐身效果。

(2)本发明中在保证进气道的总压恢复系数和流场畸变指标满足要求的前提下，使飞机进气道无附面层隔道，即降低了飞机气动阻力又提高了飞机雷达隐身性能。

(3)本发明中鼓包和唇口结构形式简单，制造难度低，进一步降低了飞机的阻力。

附图说明

图1为本发明的立体结构简图；

图2为本发明的俯视结构简图；

图3为本发明的正面结构简图；

附图标记：1鼓包，11台阶面，111下台阶面，112上台阶面，12鼓包主面，2唇口，3进气道道管。

具体实施方式

为了本技术领域的人员更好的理解本发明，下面结合附图和以下实施例对本发明作进一步详细描述。

实施例1：

如图1-3所示，一种无附面层隔道进气道，包括依次成型为一体的进气道管道3、唇口2和鼓包1，鼓包1包括相互成型为一体的台阶面11和鼓包主面12，台阶面11包括上台阶面112和下台阶面111，唇口2的边缘设有后掠角。

其中，上台阶面112和下台阶面111均为平面。上台阶面112、下台阶面111与航向的夹角均为a，a优选为30°-45°。

鼓包1的主面与航向平行，且鼓包主面12与台阶面11的连接处设有倒圆。

鼓包主面12的高度为40mm。

后掠角包括俯视后掠角b和正视后掠角c，俯视后掠角b为30°-40°，正视后掠角c为12°-20°。所谓俯视后掠角b是从附图的俯视角度看到的后掠角度，如图2所示；所谓正视后掠角c是从附图的正面角度看到的后掠角度，如图3所示。

由于飞机表面具有一定厚度的附面层低能气流，本发明利用鼓包1将附面层低能气流排除至两侧，台阶面11与航向呈一定夹角，从而通过台阶面11将电磁波反射至两侧方向，降低雷达散射截面积，从而提高了进气道的总压恢复系数；本申请取消了附面层隔道，消除了附面层隔道电磁波的角发射器效应；唇口2、鼓包1采用上述后掠角设计，消除了飞机主要使用姿态下的电磁波镜面效应，达到唇口2的隐身效果，鼓包1的结构形式更加简单，所以加工制造更加容易。

实施例2：

如图1-3所示，一种无附面层隔道进气道，包括依次成型为一体的进气道管道3、唇口2和鼓包1，鼓包1包括相互成型为一体的台阶面11和鼓包主面12，台阶面11包括上台阶面112和下台阶面111，唇口2的边缘设有后掠角。

其中，上台阶面112和下台阶面111均为平面，上台阶面112、下台阶面111与航向的夹角均为a，a优选为33°，台阶面11与鼓包主面12之间有r10的倒圆或其他曲线光滑过渡，与机体之间有r10的倒圆，上台阶面112、下台阶面111的交汇处也设有r10的倒圆，鼓包主面12的高度为40mm，鼓包主面12平行于航向。

后掠角包括俯视后掠角b和正视后掠角c，俯视后掠角b为33°，正视后掠角c为17°。所谓俯视后掠角b是从附图的俯视角度看到的后掠角度，如图2所示；所谓正视后掠角c是从附图的正面角度看到的后掠角度，如图3所示，正面的唇口，可以是双后掠结构，也可以是单一方向后掠结构。这样可消除飞机前向±30°及俯仰±10°范围内的唇口2电磁波镜面效应，从而达到更好的隐身效果。

另外，上述两个实施例中的进气道设计方案可适用于两侧进气结构的飞机，也可适用于背部进气或腹部进气结构的飞机。

如上即为本发明的实施例。以上实施案例是对本发明的说明，不是对本发明的限定，任何对本实施方案的缩放、变换倒圆或其他曲线或者其他过渡方式、改变附面层高度等简单变换后的方案均属于本发明的保护范围。

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