一种适用于飞翼布局小型喷气式无人机的进气道的制作方法

本发明涉及一种飞机进气道，属于飞行器设计领域。

背景技术：

随着无人机需求的日益增加，特别是对无人机发射/回收、动力装置、飞行控制、隐身、有效载荷等方面独特的技术要求，使无人机系统成为有别于其他飞行器的独立系统。

由于小型无人机的尺寸一般较小，飞行速度也较低，航程和飞行高度都比较小。而飞机的进气道对于喷气式飞机性能的影响举足轻重，需要与飞机的飞行速度、飞行高度、发动机工作状态良好匹配。匹配不良的进气道轻则总压恢复低，气流能量损失大，会对飞机的性能造成巨大影响；重则湍流度高，发动机喘振，更严重的时候会造成发动机熄火，影响飞机的飞行安全。因此针对于无人机“小低慢”的特点，需要进气道的设计有其特殊性。

由于飞翼布局无人机没有传统意义上的机身，内部空间高度小，飞机中轴线附近空间难以利用。若要在中轴线上布置进气道，需要增加飞机的相对厚度，这将造成飞机的形状阻力增加，影响飞机的飞行性能。

对于有隐身性能要求的军用无人机而言，进气道属于大散射源，除去进气道本身的雷达波散射之外，进气道边缘的散射同样可以对飞机的隐身性能造成破坏，因此进气口的位置选择同样重要。

技术实现要素：

本发明针对低速无人机飞行高度低，飞行速度慢，内部空间小的特点，提出一种适用于飞翼布局小型喷气式无人机的进气道，该进气道使用左右两侧进气，进气口下缘与飞机机翼前缘重合，两侧进气道在扩压后在机身中部发动机前合并，减少机头空间的占用，克服了中轴线处进气道与飞行控制计算机、陀螺仪等电子元器件争抢空间的问题；同时通过合理设计的进气道截面，减小进气道体积，节约内部空间，允许在飞机重心前布置更多部件，有利于飞机的配平。

一种适用于飞翼布局小型喷气式无人机的进气道，进气道为y形，划分进气口整形段、扩压段、合并段、收缩整流段；

两个进气口在飞翼上表面，且进气口下边缘和飞翼前缘重合，进气口整形段为钟型，出口面积小于入口面积的90％，两侧的扩压段在完全扩压后通过合并段进行合并，通过收缩整流段进行收缩整流。

本发明的优点在于：

(1)本发明有利于内部结构布置。在小型无人机上使用双侧进气布局，有利于在机头布置电子设备，同时有利于整机配平；

(2)本发明有利于军用无人机隐身。在机翼前缘布置进气口，相比于其他进气位置，可以有效地避免增加无人机的散射源；

(3)本发明有利于低速性能提高。进气口面积较大，因此具有较大的捕获面积，低速下总压恢复高，对于进气道的低速性能有较大提升。

附图说明

图1是本发明的俯视图；

图2是本发明的侧视图；

图3是本发明的进气道截面图。

图中：

1-进气口整形段2-进气口3-#1控制截面

4-扩压段5-#2控制截面6-合并段

7-#3放样曲面8-#3控制截面9-收缩整流段

10-#4控制截面11-脊线12-#4放样曲面

13-脊线14-#1放样曲面15-#2放样曲面

16-脊线17-中轴线18-#1修剪曲面

19-#3’放样曲面20-#4’放样曲面21-发动机轴线

22-飞翼前缘23-进气口下边缘

具体实施方式

下面将结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明是一种适用于飞翼布局小型喷气式无人机的进气道，如图1所示，该进气道大体形状为y形，可以划分为4部分：进气口整形段1，扩压段4，合并段6，收缩整流段9。

所述的进气口整形段1，包括进气口2、#1控制截面3和#1放样曲面14。进气口2为带尖角的曲边四边形，形状根据飞机对外形的要求确定。进气口2的下边缘23与飞机的前缘22重合。#1控制截面3的面积略小于进气口2的面积(约80％～90％)，曲边形状与进气口类似，但圆滑曲线的尖角外形，使之曲率连续。#1放样曲面3的脊线13切线方向在进气口处与飞机巡航状态的迎角与侧滑角相匹配，并偏向中轴线17方向1°～3°，根据飞机侧滑角的统计期望值确定。

所述的扩压段4，包括#2控制截面5和#2放样曲面15。#2控制截面5的面积大于#1控制截面3面积(约1.05倍～1.15倍)，截面基础形状为半圆形，尖角圆滑过渡使之曲率连续。#2放样曲面的脊线16分别与#1放样曲面的脊线13终点和#4放样曲面半部分的脊线11的起点相切。

所述的合并段6，包括#3控制截面8和#3放样曲面7、#3’放样曲面19、#1修剪曲面18。#3控制截面8为圆形，面积等于#2控制截面5的两倍，并与发动机轴线21方向垂直。#3放样曲面7和#3’放样曲面19共同构成了合并段的外侧曲面，#1修剪曲面18为修剪得到的内侧曲面。

所述的收缩整流段9，包括#4控制截面10、#4放样曲面12和#4’放样曲面20。#4控制截面10连接发动机，截面为圆形，面积小于#3控制截面8(约90％～95％)；同时该截面的面积满足发动机对于吸气与散热的需求。

该进气道使用在面向军用的无人机上，该无人机为飞翼布局固定翼飞机，其飞行高度范围不超过2500m，飞行速度不超过0.3ma(约367km/h)，重量不超过200kg。

按照进气口位置选取原则，选取飞机迎风面作为开口曲面位置，进气口下边缘23与飞翼前缘22重合。这样进气口2的一个边缘便不会作为雷达波散射源出现，可以提高飞机的隐身性能。进气口2的展向位置则由机头设备的位置和大小决定，需要做到机头设备和进气道不会互相影响。考虑到大多数设备功率不大，热效应微弱，不会因此改变进气道的气流状态，进气口2可以紧挨设备舱布置，并共用一处壁面，进一步减轻机体重量。

通过cfd等手段计算巡航状态时的当地气流方向。由于贴近机体表面的气流不可避免地存在展向流动，进气口需要向内侧偏转；由于存在飞行迎角的原因，进气口还需要向下方偏转。但是由于有限展长机翼的原因，当地迎角并不等于几何迎角，需要cfd等手段确定。根据计算结果，将进气道的进气口整形段脊线13向下并向内偏转。进气口整形段1属于钟型进气口，即进气口截面积大于排气口截面积。这样的安排可以提高进气口捕获面积，并提高在低速下的进气道总压恢复。

#4放样曲面脊线11的位置需要由发动机确定。由于脊线连续的限制，#4放样曲面脊线11应和前序的#1放样曲面的脊线13、#2放样曲面的脊线16保持连续，因此该脊线应穿过#4控制截面10的右半部分的重心位置，并与发动机轴线21平行。接下来，保证两个端点处分别与#1放样曲面的脊线13、#2放样曲面的脊线16保持曲率连续，可以确定一条样条曲线。取这条曲线在#2控制截面5之前的部分，即为#2放样曲面的脊线16，这样整条脊线得到了确定。

由发动机进气量和散热量的要求，可以确定进气道末端的#4控制截面10，即接发动机入口处直径。依据此末端直径可依次计算得各截面(进气口2,#1控制截面3,#2控制截面5,#3控制截面8)的面积。#2控制截面5的面积是#1控制截面3面积的1.15倍，使得#2放样曲面15形成扩压流道，气流在此处流速降低，静压提高。由于发动机的工作空气流速有限，因此扩压流道是必须的，使得进气状态能够匹配发动机的工作状态。合并段6是等截面积流道，也即是说#3控制截面8的面积是#2控制截面5面积的两倍，空气在其中是等速流动的。收缩整流段9是收缩流道，空气在其中加速；此段的作用是使进气道合并后可能形成的涡旋通过气流加速而破裂，降低最终排出气体的湍流度，改善发动机工作状态。

#2控制截面5的位置需要用如下方法确定：

确定#2控制截面5的形状与尺寸后，顺#2放样曲面的脊线16绘制其包络面。由于该脊线与机身轴线17之间的距离一定小于#2控制截面5的重心到其内侧边缘的距离，该截面必然会在某个位置a与机身对称平面相交。假设存在一个与#2控制截面5的面积相等的半圆，其半径为d，那么从a点起，顺#2放样曲面的脊线16向上游按测地距离测量距离d，得到点b，#2控制截面5的位置就在点b处。

因此进气道可以唯一确定，将各个截面平滑过渡即为进气道外形曲面。

本发明的实例公布的是较佳的实例之一，但本发明不局限于此实例，具备1.两个进气口在飞翼上表面，且进气口下边缘和飞翼前缘重合；2.进气口整流段为钟型，即出口面积小于入口面积的90％；3.两侧的进气道在完全扩压后再合并、收缩整流，以上三个特征的进气道，都在本发明的保护范围之内。