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申请/专利权人：南京航空航天大学

摘要：本发明涉及发动机进气道技术领域，具体涉及一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法。根据隐身飞行器的飞行马赫数、发动机需求流量、埋入式进气道出口面积及出口马赫数确定埋入式进气道内流道的中心线沿程变化规律、截面积沿程变化规律、圆角矩形的圆角部分半径变化规律、内流道喉道面积及埋入式进气道唇口面积；通过分析气流在埋入式进气道唇口附近形成的旋涡情况，以此设计唇口形状和确定唇口与飞行器机身过渡倒圆半径沿弧长变化规律。相较于现有技术，本发明提供了内流道中心线、截面积、圆角矩形圆角部分半径及唇口与进气道进口过渡倒圆半径的沿程变化规律，针对隐身飞行器使用该设计方法设计的背负式埋入式进气道方便快捷，性能优越，有效提高了此类进气道设计的方便性和灵活性。

主权项：1.一种隐身飞行器背负式埋入式进气道的设计方法，所设计的进气道包括进气道内流道3、自飞行器机身1开口形成的进气道进口，自进气道进口向内凹陷形成的进气道唇口2；进气道进口与唇口2之间为过渡倒圆；所述进气道内流道3包括与进气道唇口2连接的过渡段4、与过渡段后端连接的喉道12、与喉道后端连接的转弯段5以及与转弯段后端连接的出口等直段6；所述进气道唇口2包括前缘8、后缘10及位于两侧的侧棱9，所述侧棱9为两条自前向后向外逐渐扩展的第一直线，所述前缘8为自前向后宽度逐渐变大的圆弧线；后缘10包括两条自该唇口2对称中心倾斜的第二直线，且该两条第二直线相交处形成钝角；两条第二直线相交处在后缘10与侧棱9相交处的较前位置，侧棱9与后缘10相交处为圆弧倒角11；其特征在于，该设计方法包括如下步骤：1根据隐身飞行器的主体尺寸和发动机入口位置确定中心线形状，获得中心线沿程分布规律；2根据隐身飞行器的飞行马赫数、发动机需求流量、埋入式进气道出口7面积和出口马赫数计算出进气道进口截面面积，并确定喉道12截面面积，构建内流道3截面面积变化曲线函数；3根据所述中心线沿程分布规律和内流道3截面积沿程分布规律确定圆角矩形圆角部分半径沿程分布规律、圆角矩形长宽边长沿程变化规律以及半圆半径沿程分布规律，获得进气道内流道3型面；4根据进气道进口截面面积计算出唇口前缘8半径、侧棱9长度和自唇口中心轴线的偏转角α2，圆弧倒角11半径和后缘10长度及偏转角，确定唇口2与飞行器机身1过渡倒圆半径沿弧长变化规律，获得进气道唇口2形状。

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