CN105697150B - 一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，涉及超声速进气道。根据乘波理论的反演设计思想给出三维激波系，激波系中间为圆弧，两边为曲线，圆弧圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后将密切曲线离散成许多离散点，即得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径与下表面型线相交；利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即得鼓包三维曲面；鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成。

Description

一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法

技术领域

本发明涉及超声速进气道，尤其是涉及一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法。

背景技术

超声速进气道主要依靠激波增压，靠近机体附面层产生的扰流常常会产生诱导激波，导致很大的流动损失。传统的超声速进气道通常使用附面层抽吸隔道来阻止扰流进入进气道，以提高进气道总压恢复系数。为了实现进气道抽吸功能，往往需要附带泄流系统、旁路系统等，不仅增加了飞机重量，而且降低了隐身性能，不能满足先进战斗机的要求。因此近年来越来越多的使用鼓包(Bump)进气道。

鼓包进气道是一种新型超声速进气道设计概念，该方法在进气道入口设置一个突起鼓包作为高速来流的压缩曲面，不仅取代了传统进气道与机身之间的附面层抽吸隔道，也省去了一些控制系统和复杂机构。鼓包进气道的使用减轻了飞机重量，间接增大了飞机的推重比，同时由于前体鼓包紧贴机身，有利于机体-进气道一体化设计。

美国洛克希德马丁公司从1990年开始探索鼓包进气道。1996年，洛马公司改装了一架F-16进行鼓包进气道验证试飞，并最终在X-35/F-35上使用了两侧进气的鼓包进气道。2001年，中国成都飞行设计研究所开始进行鼓包进气道的研究，并将该技术应用于“枭龙”04架。2004年改型后的歼-10B在机头下方也换装了鼓包进气道。(唐鑫.DSI进气道高速风洞试验技术及特性研究[D].南京航空航天大学,2007.)

传统的鼓包进气道通常根据锥导乘波理论设计。依靠乘波鼓包的锥形流动特征，构造出由中间向两侧递减的压力分布，从而实现吹除边界层的效果，其基本原理是将一个虚拟圆锥等效为一个压缩曲面，所产生的锥形激波依附在曲面边缘。(杨应凯.Bump进气道设计与试验研究[J].空气动力学学报,2007,03(3):336-338.)由于锥形流动本身具有横纵向压力梯度，流场沿轴线不断扩张，因而大部分机身附面层产生的扰流会被锥形激波排除在进气道口外。然而锥导乘波理论所生成鼓包仅能产生锥形激波，导致鼓包进气道形状过于单一，因此本发明结合密切锥导乘波理论，提出了一种同时运用锥导与密切乘波理论的鼓包进气道设计方法。

发明内容

本发明的目的在于提供可根据三维激波系反设计出鼓包进气道，实现鼓包进气道压力分布由中间向两侧递减，加强吹除边界层效果，为超声速鼓包进气道设计提供新思路的一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法。

本发明包括如下步骤：

1)选取超声速战斗机鼓包进气道为研究对象，根据乘波理论的反演设计思想，给出三维激波系，所给激波系中间为圆弧，两边为曲率中心变化的曲线，圆弧的圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后，将密切曲线离散成许多离散点，即获得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；

2)由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径也与下表面型线相交；

3)利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即可得到鼓包三维曲面；

4)鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道的设计。

本发明结合锥导与密切各自优势，设有结合锥导与密切乘波理论的进气道鼓包；所述鼓包进气道包括鼓包三维曲面、下表面型线；所述鼓包三维曲面结合锥导与密切两种方法设计，两者相切过渡；所述下表面型线由超声速飞行器机体决定。本发明可用于超声速、高超声速进气道鼓包设计，具有形状多变、总压恢复系数高等特点。

附图说明

图1是基于锥导与密切乘波理论的鼓包三维实体示意图；

图2是基于锥导与密切乘波理论的鼓包三维型面示意图；

图3是基于锥导与密切乘波理论的鼓包进气道原理示意图；

图4是基于锥导与密切乘波理论的鼓包型面捕获示意图；

图5是鼓包进气道进口波系原理图。

图中各标记为：1表示超声速气流方向，2表示鼓包前缘点，3表示鼓包纵向截面，4表示鼓包上表面型线，5表示鼓包下表面型线，6表示激波系中间段圆弧的半径与鼓包下表面型线5的交点，7表示激波系中间段圆弧上一点，8表示鼓包三维曲面，9表示三维鼓包曲面产生的激波系，10表示激波系中间段圆弧，11表示激波系密切段上一点，12表示激波系密切曲线上一点对应的半径与鼓包下表面型线5的交点，13表示激波系密切曲线上一点对应的半径，14表示激波系密切曲线上一点对应的圆心，15表示激波系中间段圆弧的圆心，16表示激波系中间段圆弧上一点对应半径与鼓包下表面型线的交点，17表示激波系中间段圆弧上一点对应半径，18表示圆锥流场顶点，19表示圆锥流场中心线，20表示圆锥流场的激波系，21表示进气道外罩。

具体实施方式

乘波体的设计初衷是利用附体激波产生较高升力，锥导乘波体可以在给定激波系的情况下进行前缘捕获得到进气道下表面。但所得表面只能提供一种固定的压力分布，无法有效减少主流的横向溢流，降低了排移边界层的效果。而密切方法设计乘波体能够匹配压力，且具有较好的气动性能和体积率，但不能单独用于进气道设计。因而结合锥导与密切的优势进行鼓包进气道设计可以更好地满足进气道的要求，设计出高性能的进气道。本发明实施例将结合附图详述具体实施步骤如下：

步骤一：选取超声速战斗机鼓包进气道为研究对象，根据乘波理论的反设计思想，给出三维激波系。参见图3，所给激波系中间段为圆弧10，两边为曲率中心变化的密切曲线9。圆弧10的圆心与密切曲线9的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增。在给定激波曲线后，将密切曲线9离散成许多离散点11，即可获得对应不同离散点的曲率中心14和曲率半径13。同样已知圆弧10也可以得到相应的圆心16和曲率半径17。

步骤二：参见图1，由超声速飞行器机体构型可以获得鼓包下表面型线5。结合图3，圆弧10对应的曲率半径17与鼓包下表面型线5相交于点6；密切曲线9对应曲率半径13与下表面型线5相交于点12。

步骤三：利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即可得到图2中的鼓包三维曲面8，详细过程如下：

1)基于锥导乘波理论的流线追踪：

参见图1，已知交点6、圆弧10上的点7以及圆锥激波角α，可知交点6与点7的距离d_6,7，则d_6,7＝d_6,7·tana，从而得到对应圆弧10的前缘点2；

参见图4，延长点7与前缘点2所构成的直线20，与圆心16的纵向延长线19相交于锥形激波流场顶点18，即获得圆弧10对应的整个锥形流场。根据锥导乘波理论可以追踪到圆弧10对应的鼓包曲面形状。

2)基于密切乘波理论的流线追踪：已知交点12与密切曲线9上的离散点11，可知d_11,12，同样通过激波角可以求得相应前缘点，进而得到该离散点的流场。根据密切乘波理论可以追踪到密切曲线9对应的三维鼓包曲面。

3)将锥导与密切乘波理论所得曲面拼接即可得到图2所示三维曲面8。

步骤四：鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成。两者在图5中表示，唇口21位于激波系内且与激波系20紧贴。

以下给出具体实施例：

选取超声速战斗机鼓包进气道为研究对象，假设进气道随飞行器零攻角飞行，飞行马赫数为2.5，鼓包进气道中间圆弧段所对圆心角为30度，入射激波角为60度，两端曲线任意，入射激波角为α。根据图3和图4的原理，基于锥导与密切乘波理论可以设计出图2中的鼓包型面。由于进气道唇口与鼓包型面2产生的激波系内切，可以设计出图5所示的进气道。从图1可以看出，该鼓包进气道的鼓包具有中间凸起、两边平缓的特征，正好构建了从中间向两侧递减的压力分布，能够更有效地吹除附面层扰流。中间凸起部分的圆锥段使用锥导乘波理论设计，两边平缓部分及过渡段用密切乘波理论设计。

Claims (1)

1.一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道设计方法，其特征在于包括如下步骤：

1)选取超声速战斗机鼓包进气道为研究对象，根据乘波理论的反演设计思想，给出三维激波系，所给激波系中间为圆弧，两边为曲率中心变化的曲线，圆弧的圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增，在给定激波曲线后，将密切曲线离散成许多离散点，即获得对应不同离散点的曲率中心和曲率半径；由已知圆弧得到相应的圆心和半径；

2)由超声速飞行器机体构型获得鼓包下表面型线，圆弧对应的半径与鼓包下表面型线相交；密切曲线对应曲率半径也与下表面型线相交；

3)利用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即可得到鼓包三维曲面；

4)鼓包进气道排除附面层的作用由鼓包与进气道唇口共同作用完成，唇口位于三维激波系内且与激波系紧贴，即完成兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道的设计。