CN111797477A - 一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，侧板的截面由首尾相接的上翼轮廓线、后缘轮廓线、下翼轮廓线和前缘轮廓线围成；其中，上翼轮廓线、后缘轮廓线和下翼轮廓线由进气道的型面参数确定；前缘轮廓线具有一前掠角，且该前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合。本发明从进气道/机体一体化设计考虑，依靠这种前掠前缘型侧板结构，既可以减弱由于唇口前横向压力梯度造成的横向溢流效应而提升流量捕获系数，又可以利用压缩斜板与机体外侧之间存在的横向压力差，有效排移机体和压缩斜板的附面层，提高进气道捕获气流的总压，改善进气道的内流品质，且保证进气道的起动能力。

Description

一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，具体是涉及一种配合超声速进气道的侧板结构。

背景技术

超声速进气道是指用于飞行马赫数大于1.6到1.7的超声速飞机上，喷气由飞机上的进口(或发动机短舱进口)至发动机进口所经过的一段管道。超声速进气道作为一个重要部件，其性能优劣会直接影响到发动机的工作性能，要求在宽广的马赫数范围内具有良好的起动能力，同时保证具有较高的流量系数、总压恢复系数和良好的出口流动品质以及足够的抵抗反压的能力。

二元式超声速进气道的压缩段流场一般设计为二维流动，但在实际的流动情况下，从进气道/机体一体化设计考虑，由于进气道两侧的压力较低，在唇口前会产生一个横向的压力梯度，从而导致进气道的压缩段出现横向溢流的情况，改变进气道的二维流动特征。为了减弱这种唇口前的横向溢流效应，往往会在进气道的前体两侧增加侧板结构，减小压缩段的横向溢流，减弱进气道的三维流动效应，以保证压缩段流场的二维特征。一般情况下，随着侧板遮挡度的增加，进气道的流量捕获系数会提高。但与此同时，气流在经过前体后，附面层增厚，在侧板的遮挡下，附面层低能流得以继续发展，造成进气道的总压恢复系数较差。

发明内容

发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，提供一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，避免传统的侧板设计存在的缺点，可以有效地综合进气道的内流品质要求和阻力特性，兼顾利用横向压力梯度排移近壁附面层和较高的流量捕获能力，从而提升进气道的性能。

技术方案：本发明所述配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，包括位于二元进气道的末级压缩斜板两侧的两侧板，所述侧板的截面由首尾相接的上翼轮廓线、后缘轮廓线、下翼轮廓线和前缘轮廓线围成；

其中，上翼轮廓线、后缘轮廓线和下翼轮廓线由进气道的型面参数确定；

前缘轮廓线连接所述上翼轮廓线和下翼轮廓线的前缘点，前缘轮廓线具有一前掠角，且该前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合。

本发明进一步优选地技术方案为，所述前缘轮廓线上前掠角的顶点位置通过该顶点到末级压缩斜板的距离确定。

作为优选地，前缘轮廓线上前掠角的顶点到末级压缩斜板的距离为h，计算方式为：

其中，H为二元进气道进口截面高度，W为宽度，W/H为二元进气道进口宽高比，Rh_cr为极限高度比。

优选地，所述极限高度比Rh_cr的计算方式为：

其中，

β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角；

C₂表示采用直线前缘式的基础侧板型面所增加的捕获流量与无侧板时进气道的捕获流量的比值，其范围为C₂＝0.17～0.20；

定义为二元进气道几何内收缩比，表示二元进气道进口面积与喉道面积之比；

CR_cr为极限内收缩比。

优选地，CR_cr采用VanWie公式计算：

Ma₂为气流进入内压缩段前的流动马赫数。

优选地，所述前缘轮廓线的前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合，上侧边沿其与下侧边的夹角γ斜切，前掠角的角度γ选择范围为(90°-β，90°+β-δ)；其中，β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角。

优选地，前掠角的角度γ的选择策略为：

在需要提高进气道的自起动和再起动能力时，前掠角的上侧边选择γ＜90°进行斜切；

在需要提高进气道的流量捕获系数时，前掠角的上侧边选择γ＞90°进行斜切。

优选地，上翼轮廓线与末级压缩斜板及内压缩段壁面重合，形状由二元进气道压缩型面确定；下翼轮廓线与外罩唇口面重合，形状由唇罩内型线方程确定。

本发明上述配合二元超声速进气道的前掠前缘型侧板结构的生成方法，包括如下步骤：

S1、根据二元进气道的基础气动型面，生成直线前缘式的基础侧板构型；

S2、根据进气道的进口宽高比在前缘轮廓线上确定切点位置；

S3、根据进气道的性能要求选择斜切角度，以切点位置为起点进行斜切，重新生成前缘轮廓线，从而获得前掠前缘型的侧板结构。

有益效果：本发明从进气道/机体一体化设计考虑，依靠这种前掠前缘型侧板结构，既可以减弱由于唇口前横向压力梯度造成的横向溢流效应而提升流量捕获系数，又可以利用压缩斜板与机体外侧之间存在的横向压力差，有效排移机体和压缩斜板的附面层，提高进气道捕获气流的总压，改善进气道的内流品质，且保证进气道的起动能力，对变几何二元进气道更为有利；本发明所提出的前掠前缘型侧板结构设计方法对于超声速进气道性能改善有着显著的帮助，可以应用于具有宽广的飞行马赫数以及对进气道性能要求极高的超声速飞行器甚至是高超声速飞行器的动力系统中，具有广阔的应用前景。

附图说明

图1是本发明前掠前缘型侧板结构三维示意图；

图2是直线前缘式二维基础侧板构型示意图；

图3是前掠前缘型侧板二维结构示意图；

图4是前掠前缘型侧板设计参数分布示意图；

图5是进气道唇口位置截面示意图。

具体实施方式

下面通过附图对本发明技术方案进行详细说明，但是本发明的保护范围不局限于所述实施例。

实施例：基于传统二元超声速进气道为了减弱唇口前的横向溢流效应，往往会在进气道的前体两侧增加侧板结构，减小压缩段的横向溢流，减弱进气道的三维流动效应，以保证压缩段流场的二维特征。虽然一般情况下，随着侧板遮挡度的增加，进气道的流量捕获系数会提高。但与此同时，气流在经过前体后，附面层增厚，在侧板的遮挡下，附面层低能流得以继续发展，会造成进气道的总压恢复系数较差。因此本实施例对侧板结构进行重新设计，主体思想是将侧板的前缘线设计为一定的前掠结构。

该结构包括如下特征：

1、如图1所示，在二元进气道侧壁面所在的侧平面上，F-G、A-E分别是喉道前进气道的上下壁面，A-D-C段是侧板前缘轮廓线，设计为一定的前掠结构，A-D段位于末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线上，A点是唇口前缘点。

2、如图1、2所示，侧板其余部分结构由进气道的型面参数决定：A-E段位于外罩唇口面，由唇罩内型线方程决定，C-F段是一段直线和多段弧线光滑过渡形成，是二元进气道压缩型面。

从进气道/机体一体化设计考虑，依靠这种前掠前缘型侧板结构，既可以减弱由于唇口前横向压力梯度造成的横向溢流效应而提升流量捕获系数，又可以利用压缩斜板与机体外侧之间存在的横向压力差，有效排移机体和压缩斜板的附面层，提高进气道捕获气流的总压，改善进气道的内流品质，且保证进气道的起动能力。此设计技术对变几何二元进气道更为有利。

从结构上看，本实施例的重点就在于A-D-C段的设计。可以参照如下设计方法进行设计。

S1、根据二元进气道的基础气动型面A-E-F-G，生成直线前缘式的基础侧板构型，如图2所示；

S2、根据进气道的进口宽高比在前缘轮廓线上确定切点D位置；

S3、根据进气道的性能要求选择斜切角度，以切点D位置为起点进行斜切，重新生成前缘轮廓线，从而获得前掠前缘型的侧板结构。以此斜切侧板设计来兼顾利用横向压力梯度排移近壁附面层和较高的流量捕获能力。

而在这些步骤中，切点D位置选择和斜切角度的选择又是重点，本实施例对这两个选择方法进行详细说明。

(1)切点D位置：

二元式超声速进气道前掠前缘型侧板高度h与进气道进口高度H之比h/H，与进气道进口宽高比W/H存在以下函数关系：

其中

为极限高度比，它与进气道的起动能力相关。

以上函数关系的意义在于这种侧板结构的设计可以兼顾考虑进气道的流量捕获能力与自起动能力：当进气道具有较小的宽高比时，其侧板切口形成的自压缩斜板两侧溢流影响大，具有较强的自起动能力，因此可以在保证其自起动能力的前提下尽可能大幅度地提升其流量捕获能力，使得切点D向G点方向靠近；相反，当进气道具有较大的宽高比时，其侧板切口溢流影响相对小，自起动能力弱，使切点D向A点方向靠近，保证其自起动能力。

因此，如图4所示，最终切点D位置的根据其到末级压缩斜板的距离h确定，不同高度对应不同的切点位置，具体计算方程为：

其中，如图4和图5所示，H为二元进气道进口截面高度，即A-B段的距离，W为进口截面宽度，即两侧板之间A-A₁的距离，W/H为二元进气道进口宽高比，Rh_cr＝(h/H)_cr为极限高度比，与进气道起动能力相关。

这里，又涉及到极限高度比Rh_cr的确定。

(2)极限高度比Rh_cr的确定方法：

a、定义折合流量系数为α，表示进气道在增加侧板结构后所增加的捕获流量与未加侧板结构时的捕获流量之比：

其中

如附图4所示，β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角；C₂表示采用基础侧板型面AEFG所增加的捕获流量与无侧板时进气道的捕获流量的比值，其范围为C₂＝0.17～0.20。

b、定义进气道的几何内收缩比CR，表示内压缩段进口面积与喉道面积之比，即：

因此，进气道在增加了侧板结构后的实际内收缩比可表示为：

CR^*＝CR(1+α)

随着侧板遮挡度的增加，进气道的实际内收缩比将提高，当其提高到临界内收缩比CR^*＝CR_cr时(即收缩比超过该值进气道将发生流量壅塞)，到达极限位置，此时的高度比h/H就成为极限高度比Rh_cr。考虑到进气道内压缩段内流动中的激波反射与粘性的影响，采用VanWie公式计算极限内收缩比：

其中Ma₂为气流进入内压缩段前的流动马赫数，图中的Ma₁为最后一道外压激波的波前马赫数；

c、根据上述关系式对折合流量系数α的处理，依靠几何内收缩比、临界内收缩比等已知的进气道设计参数，可以计算得到极限高度比Rh_cr：

按照如上的步骤逐步计算出切点D的位置，得到A-D段，AD段位于末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线上。

(3)斜切角度选择：

在切点D上以一定的角度γ进行斜切获得D-C段。γ角度的选择范围为(90°-β，90°+β-δ)。其中，β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角。

具体的选择依据为：若要提高进气道的自起动和再起动能力，可选择γ＜90°进行斜切；若要尽可能提高进气道的流量捕获系数，可选择γ＞90°进行斜切。

斜切后，如图3所示形成本实施例所述的前掠前缘型侧板结构A-E-F-C-D。

如上所述，尽管参照特定的优选实施例已经表示和表述了本发明，但其不得解释为对本发明自身的限制。在不脱离所附权利要求定义的本发明的精神和范围前提下，可对其在形式上和细节上作出各种变化。

Claims (9)

1.一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，包括位于二元进气道的末级压缩斜板两侧的两侧板，所述侧板的截面由首尾相接的上翼轮廓线、后缘轮廓线、下翼轮廓线和前缘轮廓线围成；

其中，上翼轮廓线、后缘轮廓线和下翼轮廓线由进气道的型面参数确定；

前缘轮廓线连接所述上翼轮廓线和下翼轮廓线的前缘点，前缘轮廓线具有一前掠角，且该前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合。

2.根据权利要求1所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，所述前缘轮廓线上前掠角的顶点位置通过该顶点到末级压缩斜板的距离确定。

3.根据权利要求2所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，前缘轮廓线上前掠角的顶点到末级压缩斜板的距离为h，计算方式为：

其中，H为二元进气道进口截面高度，W为宽度，W/H为二元进气道进口宽高比，Rh_cr为极限高度比。

4.根据权利要求3所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，所述极限高度比Rh_cr的计算方式为：

其中，

β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角；

C₂表示采用直线前缘式的基础侧板型面所增加的捕获流量与无侧板时进气道的捕获流量的比值，其范围为C₂＝0.17～0.20；

定义为二元进气道几何内收缩比，表示二元进气道进口面积与喉道面积之比；

CR_cr为极限内收缩比。

5.根据权利要求4所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，CR_cr采用VanWie公式计算：

Ma₂为气流进入内压缩段前的流动马赫数。

6.根据权利要求1所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，所述前缘轮廓线的前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合，上侧边沿其与下侧边的夹角γ斜切，前掠角的角度γ选择范围为(90°-β，90°+β-δ)；其中，β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角。

7.根据权利要求6所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，前掠角的角度γ的选择策略为：

在需要提高进气道的自起动和再起动能力时，前掠角的上侧边选择γ＜90°进行斜切；

在需要提高进气道的流量捕获系数时，前掠角的上侧边选择γ＞90°进行斜切。

8.根据权利要求1所述的配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，其特征在于，上翼轮廓线与末级压缩斜板及内压缩段壁面重合，形状由二元进气道压缩型面确定；下翼轮廓线与外罩唇口面重合，形状由唇罩内型线方程确定。

9.一种权利要求1～8任意一项所述配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构的生成方法，其特征在于包括如下步骤：

S1、根据二元进气道的基础气动型面，生成直线前缘式的基础侧板构型；

S2、根据进气道的进口宽高比在前缘轮廓线上确定切点位置；

S3、根据进气道的性能要求选择斜切角度，以切点位置为起点进行斜切，重新生成前缘轮廓线，从而获得前掠前缘型的侧板结构。

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