CN103422987A

CN103422987A - 一种可控压力梯度的s形进气道设计方法

Info

Publication number: CN103422987A
Application number: CN2013103293743A
Authority: CN
Inventors: 李志平; 李秋实; 格桑草
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2013-07-31
Filing date: 2013-07-31
Publication date: 2013-12-04

Abstract

本发明是针对有效改善S形进气道流动分离、降低出口畸变的新型设计方法。本发明从壁面法向压力梯度压力分布与壁面曲率关系以及前后半程负荷分配的规律出发，建立与半程落差比、半程面积比相关联的S形进气道二维壁面几何参数化模型，然后在二维壁面模型基础上，赋以沿程面积规律进行S形进气道三维造型，从而建立壁面压力分布可控的S形进气道设计方法，揭示曲面几何与压力分布的动力学关联，探讨上述参数与进气道流动损失以及出口流场畸变之间的物理联系。采用可控压力梯度方法设计的S形进气道可使出口畸变DC(60)有效降低。

Description

一种可控压力梯度的S形进气道设计方法

技术领域

本发明是针对改善流动分离、降低出口畸变的S形进气道新型设计方法。由壁面大曲率变化所带来的流动分离是造成S形进气道流动损失和出口畸变的核心问题，从S形进气道壁面法向压力梯度分布与壁面曲率关系以及前后半程负荷分配规律出发，建立壁面几何参数化模型，发展S形进气道设计方法。

背景技术

在无人机、飞翼式布局飞机上得以广泛应用的S形进气道主要是出于隐身、降阻等考虑，通常将发动机布置在机身后部，且嵌入机身。S形进气道的管道面积扩张会导致一维方向平均流动的逆压梯度，而壁面曲率则会导致壁面当地不利的压力梯度，由此则可能导致流动分离的问题，造成进气道总压恢复系数低，出口存在较大的畸变。沿着S管道，影响壁面压力分布最重要的影响是来自于当地的法向曲率和一维的面积分布。因此，由壁面大曲率变化和管道面积扩张所带来的流动分离是造成S形进气道流动损失和出口畸变的核心问题。

通常S形进气道主要是借鉴早期文献中给出的中心线变化规律和面积变化规律经验方程进行设计，并指出中心线变化规律和面积变化规律的不同组合方式是影响S形进气道内部气动特性的关键，中心线决定截面方向的压力梯度，而管内沿流动方向的压力梯度取决于沿程面积的变化规律。给出的中心线和面积变化规律有沿程前急后缓、前缓后急和缓急相当的三种方程，这种分类定性表征了S形进气道前后半程的‘负荷’分配。且由于S形进气道中最大的分离区域出现在大曲率、大扩压处，选取中心线、面积规律经验方程进行设计的方法并不能有效建立起大曲率S形进气道壁面曲率与壁面压力分布的动力学关联，其设计结果具有不确定性。为了进一步研究S形进气道前后半程的壁面曲率变化对流动的影响，我们提出了一种可控压力梯度的S形进气道设计方法。

发明内容

本发明从壁面法向压力梯度分布与壁面曲率关系以及前后半程负荷分配的规律出发，建立与半程落差比、半程面积比相关联的S形进气道二维壁面几何参数化模型，揭示曲面几何与压力分布的动力学关联，探讨上述参数与进气道总压损失以及出口流场畸变之间的物理联系，从而建立可控壁面压力梯度分布的S形进气道设计方法。

S形进气道内外壁面由以下分段四次曲线来描述：

y (x) = \{\begin{matrix} a_{4} x^{4} + a_{3} x^{3} + a_{2} x^{2} + a_{1} x + a_{0} (0 \leq x \leq x_{c}) \\ b_{4} x^{4} + b_{3} x^{3} + b_{2} x^{2} + b_{1} x + b_{0} (x_{c} < x \leq L) \end{matrix}

方程中有10个未知数需要求解,可由进（出）口位置、进（出）口斜率、进（出）口斜率、上（下）壁分段点连续、分段点斜率连续、分段点曲率连续确定9个未知数，再给出分段点位置即可唯一确定内外壁面型线。这里由控制参数来确定分段点处的坐标位置。两控制参数分别为：

内壁半程落差比

ξ = \frac{y (M_{1}) - y (M_{c})}{y (M_{1}) - y (M_{2})}

半程面积比

式中下标1、2、c分别代表进口、出口、中点位置。

内壁半程落差比，即内壁前半段落差与总落差之比。该无量纲参数能客观地反映S形流道进出口弯道处曲率的总体变化趋势，故通过半程落差比控制内壁形状可有效控制内壁压力分布。对于确定的内壁落差，ξ较小时，由于内壁进口弯道会较为平缓，内壁进口弯道处的吸力峰值及前半段的逆压梯度较小，但后半段的逆压梯度较大；当ξ值较大时，在内壁进口弯道处的吸力峰值增大，使内壁面前半段具有较大的逆压梯度，而后半程的压力平缓增加。另一无量纲参数——半程面积比，为半程处截面积与进口截面积比值，半程面积比决定着二维流道面积的轴向变化规律，是流道面积的关键控制量，它可进一步控制壁面压力分布。不同的控制参数值表征不同的壁面几何，从而影响壁面的压力分布，那么调整控制参数值，就可改变来流条件下壁面的压力分布。故选取适当的半程落差比和半程面积比时，可使进气道性能趋近最佳。这种设计方法可以针对设计更准确地量化前后半程的负荷分配以及曲率变化。

在二维模型基础上，赋以沿程面积变化规律，就可进行S形进气道三维造型。通过与同参数的传统S形进气道模型数值结果对比，选取适当的半程落差比和半程面积比取值时，采用基于控制壁面压力分布控制的S形进气道在全工况下的出口畸变DC(60)均有效降低。

附图说明

图1.本发明S形进气道二维壁面几何模型示意图。图中下标1、2、c分别代表进口、出口、中点位置。M₁M₂代表内壁，N₁N₂代表外壁。

图2.S形进气道三维模型图

具体实施方式

为更清楚地描述本发明，具体给出设计步骤。

表1进气道基本几何参数

表中D表示进气道出口风扇直径，L表示进气道长度，偏距ΔH表示进出口中心点落差。

（1）由实际设计要求，确定进出口面积，由此确定二维壁面进出口四个点的坐标位置，从而给出四个求解方程：

y_N1、y_N2、y_M1、y_M2

（2）再由进出口四个点位置斜率、曲率为0，可以确定8个求解方程：

y_N1'＝0，y_N2'＝0，y_M1'＝0，y_M2'＝0；

k_N1＝0，k_N2＝0，k_M1＝0，k_M2＝0；

（3）由内外壁面分段点连续、斜率连续、曲率连续可以进一步确定6个求解方程：

y_Nc ^-＝y_Nc ⁺，y'_Nc ^-＝y'_Nc ⁺，k_Nc ^-＝k_Nc ⁺

y_Mc ^-＝y_Mc ⁺，y'_Mc ^-＝y'_Mc ⁺，k_Mc ^-=k_Mc ⁺

那么现对于内外壁面分别可给出9个求解方程，再定义出半程落差比及半程面积比的取值即可唯一地确定壁面曲线。

（4）确定壁面曲线后，赋以轴向的面积变化规律，进行三维造型。此处取常规S形进气道设计中采用的沿程均匀变化的面积规律：

A/A₁＝(A₂/A₁-1)[3(x/L)²-2(x/L)³]+1

Claims

1.一种可控压力梯度的S形进气道设计方法，其特征是，从S形进气道壁面法向压力梯度分布与壁面曲率关系以及前后半程‘负荷’分配规律出发，建立壁面几何参数化模型，在此基础上赋以面积变化规律，进行S形进气道三维设计。

2.根据权利要求1所述的壁面参数化模型中，以分段四次曲线描述壁面型线，以中点为分段点，定义半程落差比和半程面积比作为控制参数调整壁面型线，调节前后半程的‘负荷’分配以及压力分布。