CN104832291A - “分半分层式”s形进气道的设计方法 - Google Patents

Abstract

发明一种“分半分层式”S形进气道的设计方法。首先借鉴两排静子叶栅中弧线设计，采用“二维分半”的设计思想，提出无量纲参数“负荷系数”“扩张系数”控制进气道法向和轴向压力分布，设计S形进气道的二维壁面型线，建立二维壁面几何参数化模型；以总压恢复系数为优化目标，将遗传算法与S形进气道造型程序相结合，从而对二维参数化模型进行优化；继而采用“三维分层”的设计思想，引入无量纲参数“分配系数”，通过沿程“中心线”的确定进一步得到S形进气道的三维几何模型；最后以总压恢复系数和出口畸变为优化目标，运用遗传算法对模型进行多目标优化，探讨上述参数与进气道总压损失以及出口畸变之间的物理联系，得到气动性能较优的S形进气道。

Description

“分半分层式”S形进气道的设计方法

技术领域

本发明涉及一种“分半分层式”S形进气道的设计方法。针对壁面大曲率变化所造成的S形进气道流动损失和出口畸变等问题，采用“二维分半”“三维分层”的设计思想，建立壁面几何参数模型，发展气动性能较优的S形进气道设计方法。

背景技术

美国NASA的Langley研究中心于20世纪90年代提出翼身融合布局飞机(BWB Aircraft，Blended Wing Body Aircraft)的概念，由于翼身融合布局飞机浸润面积较小，因此在满足要求容积前提下可以实现摩擦阻力的减小。与传统布局相比，翼身融合布局飞机具有更大的载运量、更高的升阻比和更低的耗油率，其经济性不言而喻。

NASA继而提出了将翼身融合布局飞机与发动机结合在一起的设计，使边界层抽吸(BLI,Boundary Layer Ingestion)与分布式推进系统两个概念得到了结合。BLI嵌入式发动机的应用对于提高推进效率，降低耗油率以及提高飞机升阻比、降低噪声等改善飞机气动性能方面有着良好的作用。复杂的BLI嵌入式S形进气道气动特性对其设计提出了两个主要的挑战：进气道必须能够为发动机提供可接受的畸变和尽可能高的总压恢复系数。如果不能合理地解决这两个问题，将会大大减少可用的推力和发动机操作性，并极有可能消除该布局的潜在优势。

常规的S形进气道的设计主要由中心线变化规律和面积变化规律确定，研究指出：中心线变化规律和面积变化规律的不同组合方式影响S形进气道内部气流流动特性。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，S形管道壁面曲率会导致当地不利压力梯度，管道壁面压力梯度是影响壁面边界层发展和管道损失产生的重要原因，但传统的S形进气道设计是直接在中心线方程上引入流向面积规律而建立三维模型，因此该设计方法并不能有效地建立起大曲率S形进气道壁面曲率与壁面压力分布的动力学关联，其设计结果往往具有不确定性和局限性。因此，本发明通过采用“二维分半、三维分层”的思想，研究前后半程“负荷”分配规律，发展了一种大曲率S形进气道设计的普适性方法。

发明内容

为了建立壁面曲率变化与压力分布的关联，研究前后半程“负荷”分配规律，本发明提供了一种“分半分层式”S形进气道的设计方法。首先借鉴两排静子叶栅中弧线设计(图1)，采用“二维分半”设计思想，引入两无量纲参数“负荷系数”“扩张系数”，从进气道壁面压力分布与壁面曲率关系及前后半程“负荷”分配规律出发，建立二维壁面几何参数化模型；再以总压恢复系数为优化目标，将遗传算法与S形进气道造型程序相结合，对二维参数化模型进行优化；继而采用“三维分层”设计思想，引入无量纲参数“分配系数”，通过沿程“中心线”的确立进一步得到S形进气道的三维几何模型；最后探讨上述参数与进气道总压损失以及出口畸变之间的物理联系，对几何模型进行优化，得到性能较优的S形进气道。

本发明的技术解决方案：“分半分层式”S形进气道的设计方法，其步骤如下：

(1)借鉴前后两排叶栅中弧线的设计方法，在S形进气道的造型中采用“二维分半”设计，控制S形进气道前后半程的“负荷”分配，得到S形进气道中心流面二维模型示意图；

(2)从S形进气道中心截面真实的二维流动角度分析，就其物理本质而言，气流在S形进气道中的流动与叶轮机中静子叶栅中的流动是基本一致的，因此借鉴任意中弧线设计规律，建立了仅含两个独立变化参数(负荷系数扩张系数Ω)的S形进气道几何描述，代入待定系数，得到S形进气道内外壁面型线；

(3)将遗传算法与S形进气道造型程序及流场求解器结合建立了一种S形进气道二维优化设计方法，在优化目标为总压恢复系数的情况下，得到优化参数：得出总压恢复系数随两控制参数的变化规律(图2)；

(4)对基于控制壁面压力分布的S形进气道二维优化模型进行验证，采用传统中心线、面积变化规律经验方程设计作为基准模型；

(5)为使附面层摄入量最大，S形进口采用上下两个半椭圆设计，出口为圆截面，在沿程宽度保持不变的情况下，引入无量纲参数分配系数D(分段点处下半椭圆与进口处下半椭圆面积之比)，其表达式为确定沿程“中心线”，并且通过优化程序，以总压恢复系数和出口畸变指数为优化目标进行多目标优化，验证不同参数D对S形进气道性能的影响(图3)。最后，对三维模型加以唇口设计；

(6)以传统中心线、面积变化规律经验方程设计作为基准模型与优化模型进行比对，结果表明：“分半分层式”模型较于基准模型有更高的总压恢复系数和更小的畸变指数(图4、图5)。

步骤(2)的负荷系数和扩张系数的定义为：

步骤(7)的总压恢复系数和畸变指数定义为：

附图说明

图1为两排静子叶栅S1流面示意图；

图2为本发明所述的总压恢复系数随控制参数的变化；

图3为本发明所述的分配系数对S形进气道性能(总压恢复系数、出口畸变指数)的影响；

图4为本发明所述的“分半分层式”模型和基准模型的总压恢复系数随流量系数的变化；

图5为本发明所述的“分半分层式”模型和基准模型的畸变指数随流量系数的变化。

具体实施方式

本发明的“分半分层式”S形进气道的设计方法，具体实施方式以在11000m高空，马赫数为0.85为条件，结合附图对本发明作进一步的说明。

(1)获取设计参数，如下表1，喉道面积即可由流量公式确定，为使附面层摄入量最大，S形进气道的进口由上下两个椭圆组成，进口形状即确定；

表1 进气道设计参数

(2)获取进气道基本几何参数，如下表2，根据出口圆截面和出口面积即可确定出口；

表2 进气道基本几何参数

(3)借鉴两排静子叶栅中弧线设计，采用“二维分半”设计思想，建立前后半程壁面型线的4次多项式模型，其具体数学表达式如下(1)所示，已知的进出口几何条件以及“分段点”光滑可得到9个已知条件：进(出)口坐标、进(出)口斜率、进(出)口曲率、前后半程“分段点”连续、“分段点”斜率连续、“分段点”曲率连续，继而引入无量纲参数“负荷系数”“扩张系数”，结合进气道基本几何参数可得到S形进气道二维内外壁面型线；

$\left(x\right)=\left\{\begin{array}{c}{a}_4{x}^4+a_3{x}^3+a_2{x}^2+a_1{x}^1+a_0(x_{M_1}\≤x\≤x_{M_c})\\ b_4{x}^4+b_3{x}^3+b_2{b}^2+b_{1}x+b_0(x_{M_c}\≤x\≤x_{M_2})\end{array}\right.~\left(1\right)$

(4)在沿程宽度不变的情况下，内外型线的确定即确定了沿程的面积变化，采用“三维分层”设计思想，引入无量纲参数“分配系数”确定沿程截面的“中心点”连成的“中心线”，进一步得到S形进气道的三维几何模型。

(5)通过与传统的经验模型进行对比，得出“分半分层式”S形进气道设计较经验模型有更好的气动特性，从而验证了设计方法的可行性。

本发明的优点在于采用“二维分层、三维分半”思想，通过无量纲参数“负荷系数”“扩张系数”及“分配系数”控制沿程的法向压力梯度和轴向压力梯度，建立进气道几何与壁面压力分布的直接动力学关联。经验证，“分半分层式”模型相较于基准模型具有更高的总压恢复系数和更小的畸变指数。

Claims (1)

1.“分半分层式”S形进气道的设计方法，其特征在于该方法包括:

(1)采用“二维分半”的设计思想，将S形进气道二维模型分为前后两部分，引入无量纲参数“负荷系数”“扩张系数”控制前后半程的负荷分配，通过任意多项式分别对内外壁面前后半程进行设计。

(2)将遗传算法与S形进气道造型程序及流场求解器结合建立了一种S形进气道二维优化设计方法；

(3)在二维模型的基础上，采用“三维分层”的设计思想，引入参数“分配系数”，通过确定沿程“中心线”建立了S形进气道三维几何模型，并在均匀进气条件下完成S形进气道的三维优化设计、优化及验证。