一种埋入式隐身外形进气道制造技术

本发明专利技术属于飞行器进气道领域，具体涉及一种埋入式隐身外形进气道。该进气道包括唇口、通道进口段和通道出口段，唇口外形为类多边形唇口外形，通道进口段为低散射外形腔体。应用该埋入式隐身外形进气道，可有效降低进气道雷达散射量截面积，同时保持高总压恢复系数和小的流场畸变，实现隐身/流场一体化设计，从外形上解决进气道前向雷达隐身问题，大幅提升飞行器隐身性能。器隐身性能。器隐身性能。

【技术实现步骤摘要】
一种埋入式隐身外形进气道


[0001]本专利技术属于飞行器隐身
，具体涉及一种基于隐身/流场综合优化设计的埋入式隐身外形进气道。

技术介绍

[0002]进气道是飞行器前向最主要的雷达散射源之一，影响飞行器的隐身性能和战场生存率，需采取隐身措施降低其RCS。
[0003]专利《一种应用吸波材料的腔体结构》(授权号：ZL201911154550.8)公布了一种基于腔体电磁散射特征进行分区应用吸波材料的腔体结构方案；专利《一种隔热隐身耐高温进气道及其制备方法》(申请号：CN201710889740.9)公布了一种由透波层、隔热隐身层、电磁屏蔽层和低发射率涂层组成的隔热、雷达隐身、红外隐身多功能层高温进气道及其制备方法；专利《一种进气道内壁面电磁隐身套筒结构》(申请号：202010047064.2)公布了一种透波内壁面与进气道主体结构空隙中填充吸波涂层或PMI泡沫层的电磁隐身套筒结构。上述专利的不足之处在于，进气道隐身功能均通过进气道内部应用隐身材料来实现，带来了增重和成本上升。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于克服现有技术中存在的不足，提供一种埋入式隐身外形进气道，解决进气道应用隐身材料带来的成本高、增重大的问题。
[0005]本专利技术公开的一种埋入式隐身外形进气道，在满足总压恢复系数和流场畸变指数的前提下，通过参数化隐身外形优化设计实现进气道隐身性能，避免应用隐身材料带来的额外增重和成本。
[0006]本专利技术的技术方案为：
[0007]一种埋入式隐身外形进气道，其中，进气道划分为唇口、通道进口段和通道出口段，通道进口段和通道出口段以进气道最小截面为分界面。所述进气道采用散射特性和流场特性综合优化设计。
[0008]所述的进气道唇口采用参数化隐身外形设计，具备低散射外形特征。唇口截面外形可以是鹅蛋形、类六边形、类三角形等非常规异形截面。
[0009]所述的进气道唇口外形参数化设计时，用S1、S2、S3、S4、L1、L2、L3、α、β、γ等参数表述。S1：唇口前缘中心弧段、S2：唇口前缘与侧边过渡弧段、S3：唇口后缘与侧边过渡弧段、S4：唇口后缘中心弧段、L1：唇口前缘直线段、L2：唇口侧边直线段、L3：唇口后缘直线段、α：唇口前缘后掠角、β：唇口侧边与唇口中心轴线夹角、γ：唇口后缘后掠角；其中，S1同时与L1和y轴相切，弧长范围为0～500mm；S2同时与L1、L2相切，弧长范围为0～1000mm；S3同时与L2、L3相切，弧长范围为0～1000mm；S4同时与L3、y轴相切，弧长范围为0～1000mm；L1由进气道与飞行器表面对接宽度决定，长度范围为0～1000mm；L2由出口段通道纵向控制线、飞行器高度以及进气道安装位置决定，长度范围为0～2500mm；L3：由进气道与飞行器表面对接宽度决定，
长度范围为0～1000mm；α根据L1、L2长度范围来确定，角度范围为0
°
～80
°
；β根据L1、L2、L3长度范围来确定，角度范围为0
°
～80
°
；γ根据L2、L3长度范围来确定，角度范围为0
°
～80
°
。
[0010]所述的进气道唇口外形受唇口总长度l和唇口总宽度h约束，S1、S2、S3、S4、L1、L2、L3、α、β、γ参数满足L1sinα+L2cosβ+L3sinγ≤l和L1cosα+L2sinβ+L3cosγ≤h。
[0011]所述的进气道最小截面可以为圆形、椭圆形、正方形、长方形、三角形等形状，最小截面为固定外形约束，其面积、形状由发动机性能要求决定。
[0012]所述的进气道通道进口段采用参数化隐身外形设计。其中，通道进口段外形以进气道最小界面、唇口外形为约束，用CL1：通道进口段纵截面上边界线、CL2：通道进口段纵截面下边界线，等参数表述。其中，CL1、CL2均要与飞行器表面相切；CL1分别准直线段与倒圆曲线两部分，倒圆曲线与飞行器表面融合过渡；CL2为二阶或三阶曲线形式，其末端与飞行器表面融合过渡。
[0013]所述的进气道通道出口段典型截面形状，出口段外形特征以满足动力系统要求设计，不开展隐身外形设计。
[0014]所述的散射特性和流场特性综合优化设计按照如下步骤进行分析：
[0015](1)进气道外形参数化建模；
[0016](2)进气道模型网格化处理；
[0017](3)进气道散射场计算分析；
[0018](4)进气道内外流联算分析；
[0019](5)隐身/流场综合优化设计。
[0020]所述的进气道散射特性和流场特性综合优化设计分析方法，包括如下具体步骤：
[0021]第一步：进气道外形参数化建模
[0022]根据项目要求及约束条件，扫掠进气道最小截面和唇口区域，生成进气道最小截面线和唇口基本轮廓线，设置S1、S2、S3、S4、L1、L2、L3、α、β、γ等参数；根据唇口曲线和最小截面线，生成通道进口段纵向线，设置CL1、CL2等参数；扫掠进气道出口段，生成通道出口段纵向线及出口截面线。过曲线网络生成进气道内表面曲面，形成进气道外形模型。
[0023]第二步：进气道模型网格化处理
[0024]对进气道外形模型作截面线，在各截面线上生成密度满足要求的网格节点，输出雷达散射截面(RCS)分析、流场分析所需的表面网格文件。
[0025]第三步：进气道散射场计算分析
[0026]对生成的表面网格文件开展散射特性仿真计算。对唇口边缘绕射场可应用几何绕射、物理绕射、等效电磁流等方法开展计算；对进气道通道散射特性可应用射线追踪法、全波算法等方法开展计算，输出进气道RCS。
[0027]第四步：进气道内外流联算分析
[0028]对生成的表面网格文件开展流场特性仿真计算。内外流联算时采用基于N
‑
S方程和适当湍流模型数值计算方法，输出总压恢复系数、流场畸变等流场特性信息。
[0029]第五步：隐身/流场综合优化设计
[0030]以唇口及通道进口段外形参数为设计变量，以流场特性满足发动机工作要求为约束条件，开展隐身/流场综合优化设计，采用基于Kriging近似模型和遗传算法的优化方法进行求解寻优，获得满足总压恢复系数和流场畸变指数的隐身外形，通过RCS仿真或RCS测
试验证进气道隐身性能。
[0031]与现有技术相比，本专利技术的有益效果在于：
[0032]本专利技术提供了一种埋入式隐身外形进气道，通过进气道唇口、通道进口段外形参数化设计，将雷达散射回波偏离重点威胁方向，实现进气道前向RCS减缩，进气道通道出口段以满足动力系统要求设计，实现高总压恢复系数和低流场畸变指数。本专利技术所公开的设计方法适用于各类埋入式进气道的隐身外形方案设计，可以在满足发动机工作要求的条件下起到降低前向雷达回波且避免结构增重及成本上升的有益效果。
附图说明
[0033]图本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种埋入式隐身外形进气道，其特征在于：包括进气道唇口(1)、通道进口段(2)和通道出口段(4)，其中通道进口段(2)和通道出口段(4)以进气道最小截面(3)为分界面，该进气道采用散射特性和流场特性优化设计。2.一种如权利要求1所述的埋入型隐身外形进气道，其特征在于，所述进气道唇口(1)截面外形为鹅蛋形、类六边形、类三角形截面中的一种。3.一种如权利要求2所述的一种埋入式隐身外形进气道，其特征在于，所述所述进气道唇口(1)外形参数化设计时，用S1：唇口前缘中心弧段、S2：唇口前缘与侧边过渡弧段、S3：唇口后缘与侧边过渡弧段、S4：唇口后缘中心弧段、L1：唇口前缘直线段、L2：唇口侧边直线段、L3：唇口后缘直线段、α：唇口前缘后掠角、β：唇口侧边与唇口中心轴线夹角、γ：唇口后缘后掠角；进行表达，其中：S1同时与L1和y轴相切，弧长范围为0～500mm；S2同时与L1、L2相切，弧长范围为0～1000mm；S3同时与L2、L3相切，弧长范围为0～1000mm；S4同时与L3、y轴相切，弧长范围为0～1000mm；L1由进气道与飞行器表面对接宽度决定，长度范围为0～1000mm；L2由出口段通道纵向控制线、飞行器高度以及进气道安装位置决定，长度范围为0～2500mm；L3：由进气道与飞行器表面对接宽度决定，长度范围为0～1000mm；α根据L1、L2长度范围来确定，角度范围为0
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～80
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；β根据L1、L2、L3长度范围来确定，角度范围为0
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～80
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；γ根据L2、L3长度范围来确定，角度范围为0
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～80
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；所述的进气道唇口外形受唇口总长度l和唇口总宽度h约束，S1、S2、S3、S4、L1、L2、L3、α、β、γ参数满足L1sinα+L2cosβ+L3sinγ≤l和L1cosα+L2sinβ+L3cosγ≤h。4.一种如权利要求1所述的埋入式隐身外形进气道，其特征在于，所述的进气道最小截面(3)为圆形、椭圆形、正方形、长方形或三角形，最小截面为固定外形约束，其面积、形状由发动机性能要求决定。5.一种如权利要求1所述的埋入式隐身外形进气道，其特征在于，所述通道进口段(2)采用参数化隐身外形设计；其中，通道进口段(2)外形以进气道最小截面(3)、唇口(1)外形...

【专利技术属性】
技术研发人员：郝璐，郭晓铛，刘雪松，张亚坤，
申请(专利权)人：北京机电工程研究所，
类型：发明
国别省市：