基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道及设计方法

技术领域

本发明的基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道及设计方法，属飞行器气 动设计领域。

背景技术

现代空战不仅对飞行器的技战术性能提高了要求，而且对飞行器自身的突防 能力也提出了更高的要求。目前，雷达探测技术是探测飞行器的主要手段之一， 因此，减小飞行器的雷达散射面积(RCS)，降低被雷达发现的几率，提高飞行 器的电磁隐身能力显得尤为重要。相关研究表明，进气道是飞行器的强雷达散射 源之一，而采用埋入式进气道能够大幅降低隐身飞行器的RCS(李天等.飞行器外 形隐身设计初步指南.航空航天工业部科学技术研究院.1991.10；黄熙君.推进系统隐身 技术的研究.国际航空,1987(7),pp17-19；石磊,郭荣伟.平面埋入式进气道的电磁散射特性. 航空学报.2008,29(5))。

埋入式进气道是一类有别于传统皮托式进气道、S弯进气道的特殊进气道。 其进口通常埋入机身或机翼之中，无任何突起部分。这样设计的好处是：能够有 效的减小飞行器的迎风面积，降低迎风阻力和雷达散射截面积，具有较好的飞行 器总体气动和隐身性能，并且有利于飞行器的安放、携带和箱式发射。以上诸多 优势使得埋入式进气道愈来愈受到国内外研究者的关注，并且已在一些型号上得 到了应用，如美国的巡航导弹AGM-129、捕鲸叉等。

然而，由于埋入式进气道的进气口完全置于机身/弹身表面的边界层中，无 法像普通进气道那样充分利用来流冲压进气。研究表明，平面埋入式进气道主要 利用前唇口低压区和进口侧棱卷吸涡诱导主流进入进气道(余安远,郭荣伟等.一 种隐身外形弹体下埋入式进气道的进气机理与低速实验研究.空气动力学报,2003, 21(2):182-188)。但是，由于埋入式进气道进口前存在较厚的机身/弹身边界层 (Sun S,Guo R W.Numerical analysis and experimental validation of a submerged  inlet on the plane surface.Chinese Journal of Aeronautics,2005,18(3):199-205)， 埋入式进气道在诱导主流进入的同时，也将该前体边界层低能流引入内通道，带 来了较大的气流总压损失，使得流场的不均匀度较大，内流场难以组织。此外， 在较高的飞行马赫数下，气流在进口前缘局部将加速到超音速，形成临界激波及 其与边界层相互干扰的流态，将进一步恶化埋入式进气道的气动性能。

因此，提出一种适用于平面埋入式进气道的流场控制技术，获得一种稳定工 作范围宽广的高性能平面埋入式进气道，具有较高的学术价值和重要的现实意义， 为埋入式进气道的工程应用乃至先进飞行器的研制奠定技术基础。

发明内容

本发明的目是结合带有埋入式隔道的平面埋入式进气道布局形式，提出了埋 入式隔道型面的设计方案和设计方法，通过对下游平面埋入式进气道流场进行有 效控制，大幅提升进气道的气动性能，使得该高隐身高作战效能气动布局达到工 程实用水平。

参数注释：

D进气道出口直径

D_e进气道出口当量直径

δ未开设埋入式隔道的原型方案中距离平面埋入式进气道进气口前1D_e处的边界层厚度

L平面埋入式进气道进口的最大半宽度

L₁埋入式隔道口面半宽度

L₂埋入式隔道口面起始位置

L₃喉道下端与隔道后唇口之间的轴向距离

L₄内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离

L₅内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离

L₆内通道前段外侧壁起始端距离弹身侧边的距离

H₁喉道下端与弹身下表面之间的距离

H₂隔道高度

H_t喉道高度

R口面导圆半径

α₁口面斜坡角

β₁内通道前段外侧壁平面与纵剖面的夹角

β₂内通道后段外侧样条壁面的末端切角

β₃内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角

β₄内通道后段内侧样条壁面的末端切角

本发明的技术方案如下：

一种基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道及设计方法，结合埋入式隔道 及平面埋入式进气道布局的三维造型，着重对埋入式进气道前沿的埋入式隔道气 动型面及其设计进行说明。

1.一种基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道

其特征在于：由埋入式进气道和埋入式隔道组成；

埋入式隔道的进口位于埋入式进气道进气口前沿，埋入式隔道由进口前沿通 向弹身两侧且关于弹身中心纵剖面左右对称，埋入式隔道由导流段和左、右两个 内通道段组成，其中导流段位于隔道后唇口上游，内通道段位于隔道后唇口下游； 导流段型面由上型面和两侧壁面构成，其中上型面为采用圆弧过渡面与弹身水平 面相接的斜坡面；左右两个内通道段从隔道后唇口分开且关于纵剖面左右对称呈 “八”字形通道结构。

2.根据权利要求1所述的基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道，其特征 在于：

上述埋入式隔道具体几何构型及描述参数如下，由于对称性，为方便描述以 下选取半弹身和半隔道进行描述：

一、导流段几何构型：

1-1、导流段进口开设于埋入式进气道稍上游的弹身表面，其几何描述参数为 口面半宽度L₁和口面起始位置L₂，口面起始位置是指隔道后唇口离进气道进口 的轴向距离，满足L≤L₁≤2.55L，0.6D_e≤L₂≤3D_e；L是指平面埋入式进气道进 口的最大半宽度；D_e是指埋入式进气道的出口当量直径；

1-2、导流段上型面几何描述参数为口面斜坡角α₁和口面导圆半径R，满足 20°≤α₁≤25°，D_e≤R≤1.5D_e；口面斜坡角是指用等直段所在斜坡面和弹身水平 面所得交线的夹角；

二、内通道几何整体构型：

2-1、单个内通道段由上方型面、下方型面、内侧壁面和外侧壁面构成，横截 面形状为矩形，内通道段以喉道横截面分为内通道前段和内通道后段；

2-2、喉道设计在内通道前段和内通道后段的交界处，其几何描述参数为喉道 下端与隔道后唇口之间的轴向距离L₃、喉道下端与弹身下表面之间的距离H₁和 喉道高度H_t，满足0.2D_e≤L₃≤0.3D_e，0.12D_e≤H₁≤0.15D_e，0.5δ≤H_t≤1.5δ； δ是指未开设埋入式隔道的原型方案中距离平面埋入式进气道进气口前1D_e处 的边界层厚度；

三、内通道前段几何构型：

3-1、内通道前段为横截面面积收缩的通道，其内通道前段上方型面为导流段 上型面斜坡面的延续型面，内通道前段下方型面为纵剖面剖面线为同一样条曲线 的样条型面，内通道前段内侧壁面水平剖面为同一直线段的平面，内通道前段外 侧壁面水平剖面为同一直线段的平面；

3-2、内通道前段外侧壁平面与纵剖面的夹角为β₁，内通道前段内侧壁平面与 纵剖面的夹角为β₃，满足3°≤β₁≤5°，6°≤β₃≤8°；

四、内通道后段几何构型：

4-1、内通道后段上方型面为纵剖面剖面线为同一样条曲线的样条型面，内通 道后段下方型面为纵剖面剖面线为同一样条曲线的样条型面，内通道后段内侧壁 面水平剖面为同一样条曲线的样条型面，内通道后段外侧壁面水平剖面为同一样 条曲线的样条型面；

4-2、内通道后段外侧样条壁面与上游内通道前段外侧壁面相切，内通道后段 外侧样条壁面的末端切角β₂，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间 的轴向距离为L₄；内通道后段内侧样条壁面与上游内通道前段内侧壁面相切， 内通道后段内侧样条壁面的末端切角β₄，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道 后唇口之间的轴向距离为L₅。满足10°≤β₂≤20°，30°≤β₄≤40°，7L₆≤L₄≤8L₆， L₄+1.3L₁≤L₅≤L₄+1.5L₁。L₆是指内通道前段外侧壁起始端距离弹身侧边的距离；

4-3、内通道后段出口中心在纵剖面上离弹身表面的距离几何描述参数为隔道 高度H₂，满足0.8D_e≤H₂≤D_e；内通道后段设计均为扩张管道，其几何描述参 数为面积扩张比A_d，满足1.1≤A_d≤1.3；面积扩张比是指内通道后段出口有效截 面积与喉道进口有效截面积的比值。

3.根据权利要求1所述的基于埋入式隔道布局的平面埋入式进气道的设计方 法，其特征在于包括以下步骤：

步骤1、基于弹身表面按常规方法设计平面埋入式进气道原型；

步骤2、在平面埋入式进气道原型基础上按以下步骤设计埋入式隔道型面；

步骤2-1、设计内通道前段：

步骤2-1-1、设计内通道前段下方型面样条曲线：依据口面起始位置L₂、喉 道下端与隔道后唇口之间的轴向距离L₃和喉道下端与弹身下表面之间的距离 H₁确定纵剖面上内通道前段下方型面样条曲线，保证样条终止切角与口面斜坡 角α₁一致；其中0.6D_e≤L₂≤3D_e，0.2D_e≤L₃≤0.3D_e，0.12D_e≤H₁≤0.15D_e， 20°≤α₁≤25°；

步骤2-1-2、设计内通道前段上方型面型线：再依据喉道高度H_t和口面斜坡 角α₁确定纵剖面上内通道前段上方型面直线段；其中0.5δ≤H_t≤1.5δ；

步骤2-1-3、设计内通道前段侧壁平面在弹身表面的直线段：依据口面半宽 度L₁、喉道下端与隔道后唇口之间的轴向距离L₃、内通道前段外侧壁平面与纵 剖面的夹角β₁和内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃在弹身表面作出由进 气口前沿通向下游两条直线段；其中L≤L₁≤2.55L，0.2D_e≤L₃≤0.3D_e，3°≤β₁≤5°， 6°≤β₃≤8°；

步骤2-2、设计导流段：

步骤2-2-1、设计导流段上型面：延伸内通道前段上方型面直线段得到导流 段上型面斜坡面，再依据口面导圆半径R用圆弧过渡段与弹身表面相切，从而得 到纵剖面上导流段上型面；其中D_e≤R≤1.5D_e；

步骤2-3、设计内通道后段：

步骤2-3-1、设计内通道后段侧壁样条壁面在弹身表面的NURBS曲线：依据 内通道后段外侧样条壁面与上游内通道前段外侧壁面相切，内通道后段外侧样条 壁面的末端切角β₂，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距 离为L₄；内通道后段内侧样条壁面与上游内通道前段内侧壁面相切，内通道后 段内侧样条壁面的末端切角β₄，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之 间的轴向距离为L₅在弹身表面作出由内通道前段弹身表面直线段通向下游弹身 两侧的两条NURBS曲线；其中10°≤β₂≤20°，7L₆≤L₄≤8L₆，30°≤β₄≤40°，L₄+1.3L₁≤L₅≤L₄+1.5L₁；

步骤2-3-2设计内通道后段的有效进口截面和有效出口截面，内通道后段的 有效进口截面是指侧壁样条上过其两端点的切线与该截面夹角相等的截面，有效 出口截面亦然，出口截面中心离弹身所在平面的距离即隔道高度为H₂，满足0.8 D_e≤H₂≤D_e；

步骤2-3-3内通道后段设计为扩张管道，其几何描述参数为面积扩张比A_d， 即有效出口截面积与喉道进口有效截面积的比值，满足1.1≤A_d≤1.3。

本发明的工作原理是，由于在埋入式进气道稍上游位置开设有埋入式隔道， 气流流经该埋入式隔道时，自飞行器前体发展而来的边界层低能流绝大部分被埋 入式隔道导向弹身两侧，从而减少了进入埋入式进气道气流中低能流所占的比例， 提高了埋入式进气道的进气品质，使得平面埋入式进气道的气动性能得到大幅提 升。

附图说明

图1-1是全弹身的三维造型带渲染等轴示图；

图1-2是全弹身的三维造型等轴示图；

图2-1是全弹身的带渲染侧视图；

图2-2是全弹身的侧视图；

图3-1是全弹身的带渲染仰视图；

图3-2是全弹身的仰视图；

图4-1是全弹身的带渲染前视图；

图4-2是全弹身的前视图；

图5-1是半弹身的三维造型带渲染等轴示图；

图5-2是半弹身的三维造型等轴示图；

图6-1是半弹身的带渲染侧视图；

图6-2是半弹身的侧视图；

图7-1是半弹身的带渲染仰视图；

图7-2是半弹身的仰视图；

图8-1是半弹身的带渲染前视图；

图8-2是半弹身的前视图；

图9是埋入式隔道附近型面局部放大视图；

图10是埋入式隔道几何参数标注图(与图9方向相反)。

图11是埋入式隔道口面几何参数标注图；

图12是埋入式隔道NURBS曲线几何参数标注图；

图13是平面埋入式进气道三维造型图；

图14是隔道进口前方高度H＝0.5δ所发出的流线分布和沿程总压恢复系数 分布图；

图中标号名称：1.弹身，2.埋入式隔道，3.平面埋入式进气道，4.隔道导流段， 5.隔道导流段上型面，6.隔道内通道前段，7.隔道内通道后段，8.内通道后段进口 有效截面，9.内通道后段出口有效截面，10.隔道后唇口，11.内通道前段上方型 面，12.内通道前段下方型面，13.隔道喉道，α₁.口面斜坡角，β₁.内通道前段外 侧壁平面与纵剖面的夹角、β₂.内通道后段外侧样条壁面的末端切角、β₃.内通 道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角、β₄.内通道后段内侧样条壁面的末端切角， H_t.喉道高度，L.平面埋入式进气道进口的最大半宽度，L₁.口面半宽度，L₂.口 面起始位置，L₃.喉道下端与隔道后唇口之间的轴向距离，H₁.喉道下端与弹身 下表面之间的距离，H₂.隔道高度，L₄.内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后 唇口之间的轴向距离，L₅.内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴 向距离，L₆.内通道前段外侧壁起始端距离弹身侧边的距离。

具体实施方式

一种基于埋入式隔道2布局的平面埋入式进气道及设计方法，结合整体布局 三维造型图9，着重对进气道前沿埋入式隔道2型面及其设计进行说明。

1.一种基于埋入式隔道2布局的平面埋入式进气道3

其特征在于：由埋入式进气道3和埋入式隔道2组成；

埋入式隔道2的进口位于埋入式进气道3进气口前沿，埋入式隔道2由进口 前沿通向弹身两侧且关于弹身中心纵剖面左右对称，埋入式隔道2由导流段4 和左、右两个内通道段组成，其中导流段4位于隔道后唇口10上游，内通道段 位于隔道后唇口10下游；导流段4型面由上型面5和两侧壁面构成，其中上型 面为采用圆弧过渡面与弹身水平面1相接的斜坡面；左右两个内通道段从隔道后 唇口10分开且关于纵剖面左右对称呈“八”字形通道结构。

2.根据权利要求1所述的基于埋入式隔道2布局的平面埋入式进气道3，其 特征在于：

上述埋入式隔道2具体几何构型及描述参数如下，由于对称性，为方便描述 以下选取半弹身和半隔道进行描述：

一、导流段几何构型：

1-1、导流段4进口开设于埋入式进气道稍上游的弹身表面1，其几何描述参 数为口面半宽度L₁和口面起始位置L₂，口面起始位置是指隔道后唇口10离进气 道进口的轴向距离，满足L≤L₁≤2.55L，0.6D_e≤L₂≤3D_e；L是指平面埋入式进 气道进口的最大半宽度；D_e是指埋入式进气道的出口当量直径；

1-2、导流段上型面5几何描述参数为口面斜坡角α₁和口面导圆半径R，满 足20°≤α₁≤25°，D_e≤R≤1.5D_e；口面斜坡角是指用等直段所在斜坡面和弹身水 平面1所得交线的夹角；

二、内通道几何整体构型：

2-1、单个内通道段由上方型面、下方型面、内侧壁面和外侧壁面构成，横截 面形状为矩形，内通道段以喉道13横截面分为内通道前段6和内通道后段7；

2-2、喉道13设计在内通道前段6和内通道后段7的交界处，其几何描述参 数为喉道下端与隔道后唇口10之间的轴向距离L₃、喉道下端与弹身下表面1之 间的距离H₁和喉道高度H_t，满足0.2D_e≤L₃≤0.3D_e，0.12D_e≤H₁≤0.15D_e，0.5 δ≤H_t≤1.5δ；δ是指未开设埋入式隔道的原型方案中距离平面埋入式进气道3 进气口前1D_e处的边界层厚度；

三、内通道前段几何构型：

3-1、内通道前段6为横截面面积收缩的通道，其内通道前段上方型面11为 导流段上型面5斜坡面的延续型面，内通道前段下方型面12为纵剖面剖面线为 同一样条曲线的样条型面，内通道前段6内侧壁面水平剖面为同一直线段的平面， 内通道前段6外侧壁面水平剖面为同一直线段的平面；

3-2、内通道前段6外侧壁平面与纵剖面的夹角为β₁，内通道前段6内侧壁平 面与纵剖面的夹角为β₃，满足3°≤β₁≤5°，6°≤β₃≤8°；

四、内通道后段几何构型：

4-1、内通道后段7上方型面为纵剖面剖面线为同一样条曲线的样条型面，内 通道后段下方型面为纵剖面剖面线为同一样条曲线的样条型面，内通道后段内侧 壁面水平剖面为同一样条曲线的样条型面，内通道后段外侧壁面水平剖面为同一 样条曲线的样条型面；

4-2、内通道后段7外侧样条壁面与上游内通道前段外侧壁面相切，内通道后 段外侧样条壁面的末端切角β₂，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之 间的轴向距离为L₄；内通道后段内侧样条壁面与上游内通道前段内侧壁面相切， 内通道后段内侧样条壁面的末端切角β₄，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道 后唇口10之间的轴向距离为L₅。满足10°≤β₂≤20°，30°≤β₄≤40°，7L₆≤L₄≤8L₆， L₄+1.3L₁≤L₅≤L₄+1.5L₁。L₆是指内通道前段6外侧壁起始端距离弹身侧边的距 离；

4-3、内通道后段7出口中心在纵剖面上离弹身表面1的距离几何描述参数为 隔道高度H₂，满足0.8D_e≤H₂≤D_e；内通道后段设计均为扩张管道，其几何描 述参数为面积扩张比A_d，满足1.1≤A_d≤1.3；面积扩张比是指内通道后段出口有 效截面积9与喉道进口有效截面积8的比值。

3.根据权利要求1所述的基于埋入式隔道2布局的平面埋入式进气道3的设 计方法，其特征在于包括以下步骤：

步骤1、基于弹身表面1按常规方法设计平面埋入式进气道原型3；

步骤2、在平面埋入式进气道3原型基础上按以下步骤设计埋入式隔道2型 面；

步骤2-1、设计内通道前段6：

步骤2-1-1、设计内通道前段下方型面12样条曲线：依据口面起始位置L₂、 喉道13下端与隔道后唇口10之间的轴向距离L₃和喉道13下端与弹身下表面1 之间的距离H₁确定纵剖面上内通道前段下方型面12样条曲线，保证样条终止切 角与口面斜坡角α₁一致；其中0.6D_e≤L₂≤3D_e，0.2D_e≤L₃≤0.3D_e，0.12D_e≤H₁≤0.15D_e，20°≤α₁≤25°；

步骤2-1-2、设计内通道前段上方型面11型线：再依据喉道高度H_t和口面斜 坡角α₁确定纵剖面上内通道前段上方型面11直线段；其中0.5δ≤H_t≤1.5δ；

步骤2-1-3、设计内通道前段6侧壁平面在弹身表面1的直线段：依据口面 半宽度L₁、喉道12下端与隔道后唇口10之间的轴向距离L₃、内通道前段外侧 壁平面与纵剖面的夹角β₁和内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃在弹身表 面1作出由进气口前沿通向下游两条直线段；其中L≤L₁≤2.55L，0.2D_e≤L₃≤0.3 D_e，3°≤β₁≤5°，6°≤β₃≤8°；

步骤2-2、设计导流段4：

步骤2-2-1、设计导流段上型面5：延伸内通道前段上方型面11直线段得到 导流段上型面5斜坡面，再依据口面导圆半径R用圆弧过渡段与弹身表面1相切， 从而得到纵剖面上导流段上型面5；其中D_e≤R≤1.5D_e；

步骤2-3、设计内通道后段7：

步骤2-3-1、设计内通道后段7侧壁样条壁面在弹身表面1的NURBS曲线： 依据内通道后段7外侧样条壁面与上游内通道前段6外侧壁面相切，内通道后段 外侧样条壁面的末端切角β₂，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口10之 间的轴向距离为L₄；内通道后段内侧样条壁面与上游内通道前段内侧壁面相切， 内通道后段内侧样条壁面的末端切角β₄，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道 后唇口之间的轴向距离为L₅在弹身表面1作出由内通道前段弹身表面直线段通 向下游弹身两侧的两条NURBS曲线；其中10°≤β₂≤20°，7L₆≤L₄≤8L₆，30°≤β₄≤40°，L₄+1.3L₁≤L₅≤L₄+1.5L₁；

步骤2-3-2设计内通道后段7的有效进口截面和有效出口截面，内通道后段 的有效进口截面8是指侧壁样条上过其两端点的切线与该截面夹角相等的截面， 有效出口截面9亦然，出口截面中心离弹身所在平面的距离即隔道高度为H₂， 满足0.8D_e≤H₂≤D_e；

步骤2-3-3内通道后段7设计为扩张管道，其几何描述参数为面积扩张比A_d， 即有效出口截面积9与喉道进口有效截面积8的比值，满足1.1≤A_d≤1.3。

结合图14，本发明的工作原理是，由于在埋入式进气道稍上游位置开设有埋 入式隔道，气流流经该埋入式隔道时(图14中给出的只有一半流场)，自飞行器 前体发展而来的边界层低能流绝大部分被埋入式隔道导向弹身两侧，从而减少了 进入埋入式进气道气流中低能流所占的比例，提高了埋入式进气道的进气品质， 使得平面埋入式进气道的气动性能得到大幅提升。

应用实例1

1.技术指标

巡航马赫数：0.5

出口马赫数：0.32

2.方案介绍

方案1：结合图9，按现有技术设计的平面埋入式进气道型面，与本发明密切相 关的设计参数为：口面入射前端角α₁＝23°，喉道高度H_t＝1δ，口面半宽度L₁＝2.55 L，面积扩张比A_d＝1.1，口面起始位置L₂＝0.6D_e，喉道下端与隔道后唇口之间 的轴向距离L₃＝0.29D_e，喉道下端与弹身下表面之间的距离H₁＝0.15D_e，喉道高 度H₂＝0.95D_e，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₄＝7.72L₆，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₅＝L₄+1.4L₁，内通道前段外侧壁平面与纵剖面的夹角β₁＝4°，内通道后段外侧样条 壁面的末端切角β₂＝15°，内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃＝6°，内 通道后段内侧样条壁面的末端切角β₄＝36°，隔道口面导圆半径R＝1.4D_e。其 他主要几何设计参数如下表(D_e为进气道出口当量直径)：

表1折叠式下单翼飞行器总体设计参数

方案2：结合图9，按现有技术设计的平面埋入式进气道型面，与本发明密 切相关的设计参数为：口面入射前端角α₁＝23°，喉道高度H_t＝0.2δ，口面半宽 度L₁＝2.55L，面积扩张比A_d＝1.1，口面起始位置L₂＝0.6D_e，喉道下端与隔道后 唇口之间的轴向距离L₃＝0.29D_e，喉道下端与弹身下表面之间的距离H₁＝0.15D_e， 喉道高度H₂＝0.95D_e，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向 距离L₄＝7.72L₆，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₅＝L₄+1.4L₁，内通道前段外侧壁平面与纵剖面的夹角β₁＝4°，内通道后段外侧样 条壁面的末端切角β₂＝15°，内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃＝6°， 内通道后段内侧样条壁面的末端切角β₄＝36°，隔道口面导圆半径R＝1.4D_e。 其他主要几何设计参数与表1完全一致。

方案3：现有技术设计的平面埋入式进气道原型，其他主要几何设计参数与 表1一致。

3.数值模拟结果

数值模拟结果表明，当来流马赫数M₀＝0.5，攻角α＝0°，侧滑角β＝0°时， 本发明中平面埋入式进气道在满足发动机流量需求的条件下，进气道出口截面的 各项性能参数为：方案1中：总压恢复系数σ＝0.977，稳态周向畸变指数达到了工程实用水平；方案2中：总压恢复系数σ＝0.957，稳态周向畸 变指数达到了工程实用水平；方案3中：总压恢复系数σ＝0.949， 稳态周向畸变指数由此可见方案2由于部分设计参数在本发明所 要求范围之外，导致性能有所下降，但均优于方案3原型设计方案。

应用实例2

1.技术指标

巡航马赫数：0.5

出口马赫数：0.32

2.方案介绍

结合图9，按现有技术设计的平面埋入式进气道型面，与本发明密切相关的 设计参数为：口面入射前端角α₁＝20°，喉道高度H_t＝0.5δ，口面半宽度L₁＝2.55 L，面积扩张比A_d＝1.1，口面起始位置L₂＝0.6D_e，喉道下端与隔道后唇口之间 的轴向距离L₃＝0.3D_e，喉道下端与弹身下表面之间的距离H₁＝0.15D_e，喉道高 度H₂＝1D_e，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₄＝8 L₆，内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₅＝L₄+1.4L₁， 内通道前段外侧壁平面与纵剖面的夹角β₁＝3°，内通道后段外侧样条壁面的末 端切角β₂＝10°，内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃＝6°，内通道后段 内侧样条壁面的末端切角β₄＝36°，隔道口面导圆半径R＝1.4D_e。其他主要几 何设计参数与实例1中的表一完全一致。

3.数值模拟结果

数值模拟结果表明，当来流马赫数M₀＝0.5，攻角α＝0°，侧滑角β＝0°时， 本发明中平面埋入式进气道在满足发动机流量需求的条件下进气道出口截面的 各项性能参数为：总压恢复系数σ＝0.967，稳态周向畸变指数达 到了工程实用水平。平面埋入式进气道原型在同样条件下出口截面的各项性能参 数为：总压恢复系数σ＝0.949，稳态周向畸变指数

应用实例3

1.技术指标

巡航马赫数：0.5

出口马赫数：0.32

2.方案介绍

结合图9，按现有技术设计的平面埋入式进气道型面，与本发明密切相关的 设计参数为：口面入射前端角α₁＝25°，喉道高度H_t＝1δ，口面半宽度L₁＝1L， 面积扩张比A_d＝1.1，口面起始位置L₂＝0.6D_e，喉道下端与隔道后唇口之间的轴 向距离L₃＝0.2D_e，喉道下端与弹身下表面之间的距离H₁＝0.15D_e，喉道高度H₂＝0.8D_e，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₄＝7L₆， 内通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₅＝L₄+1.5L₁，内通 道前段外侧壁平面与纵剖面的夹角β₁＝5°，内通道后段外侧样条壁面的末端切 角β₂＝15°，内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃＝8°，内通道后段内侧 样条壁面的末端切角β₄＝40°，隔道口面导圆半径R＝1.5D_e。其他主要几何设 计参数与实例1中的表一完全一致。

3.数值模拟结果

数值模拟结果表明，当来流马赫数M₀＝0.5，攻角α＝0°，侧滑角β＝0°时， 本发明中平面埋入式进气道在满足发动机流量需求的条件下进气道出口截面的 各项性能参数为：总压恢复系数σ＝0.964，稳态周向畸变指数达 到了工程实用水平。平面埋入式进气道原型在同样条件下出口截面的各项性能参 数为：总压恢复系数σ＝0.949，稳态周向畸变指数

应用实例4

1.技术指标

巡航马赫数：0.5

出口马赫数：0.32

2.方案介绍

结合图9，按现有技术设计的平面埋入式进气道型面，与本发明密切相关的 设计参数为：口面入射前端角α₁＝23°，喉道高度H_t＝1.5δ，口面半宽度L₁＝1.4L， 面积扩张比A_d＝1.3，口面起始位置L₂＝3D_e，喉道下端与隔道后唇口之间的轴向 距离L₃＝0.2D_e，喉道下端与弹身下表面之间的距离H₁＝0.12D_e，喉道高度H₂＝1 D_e，内通道后段外侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₄＝7L₆，内 通道后段内侧样条壁面末端与隔道后唇口之间的轴向距离L₅＝L₄+1.3L₁，内通道 前段外侧壁平面与纵剖面的夹角β₁＝4°，内通道后段外侧样条壁面的末端切角 β₂＝20°，内通道前段内侧壁平面与纵剖面的夹角β₃＝6°，内通道后段内侧样 条壁面的末端切角β₄＝30°，隔道口面导圆半径R＝1D_e。其他主要几何设计参 数与实例1中的表一完全一致。

3.数值模拟结果

数值模拟结果表明，当来流马赫数M₀＝0.5，攻角α＝0°，侧滑角β＝0°时， 本发明中平面埋入式进气道在满足发动机流量需求的条件下进气道出口截面的 各项性能参数为：总压恢复系数σ＝0.975，稳态周向畸变指数达 到了工程实用水平。平面埋入式进气道原型在同样条件下出口截面的各项性能参 数为：总压恢复系数σ＝0.949，稳态周向畸变指数

注：1.文中参数均选取自半弹身和半隔道。

2.文中所涉及样条曲线均引用自Les Piegl,Wayne Tiller著，穆国旺等译. 《非均匀有理B样条》.北京,清华大学出版社,2010.

3.专利CN101994570公开了基于旋涡排泄的埋入式进气道及使用该进 气道的飞行器，在埋入式进气道内通道的壁面上设置沿流向或垂向的放气槽，通 过放气槽将内通道中的旋涡和低能流放出，较大程度提高了埋入式进气道的总压 恢复系数，降低了出口的流场畸变。请注意该专利是将埋入式进气道业已吸入的 前体边界层在内通道产生的旋涡及其低能流从埋入式进气道进口所在的弹身表 面排出。本发明与其原理不同，在埋入式进气道进口前沿的弹身表面设置埋入式 隔道，通过埋入式隔道将自飞行器前体发展而来的绝大部分边界层低能流排离埋 入式进气道的进气口，通过埋入式隔道导向弹身两侧，从而减少了进入埋入式进 气道气流中低能流所占的比例，提高了埋入式进气道的进气品质，使得平面埋入 式进气道的气动性能得到大幅提升。