CN112591134B - 一种短舱进气道剖面设计方法 - Google Patents

一种短舱进气道剖面设计方法 Download PDF

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CN112591134B CN202011555765.3A CN202011555765A CN112591134B CN 112591134 B CN112591134 B CN 112591134B CN 202011555765 A CN202011555765 A CN 202011555765A CN 112591134 B CN112591134 B CN 112591134B
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Abstract

本发明属于航空技术领域，公开了一种短舱进气道剖面设计方法，首先确定短舱进气道典型设计剖面形状，然后确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子f值相同；再然后确定剖面的设计参数分布规律，给出离散参数表达式；再建立各剖面分布参数关系式，求解剖面的宽和高，最后重新确定短舱进气道典型设计剖面形状，绘制出短舱进气道出口典型设计剖面。本发明的方法不仅保持了剖面对称而且增加了设计的灵活性和工程化实用程度，提高了设计效率和质量。

Description

一种短舱进气道剖面设计方法
技术领域
本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种短舱进气道剖面设计方法。
背景技术
现有航空短舱进气道剖面形状为圆或椭圆，从进口到出口各剖面上曲线整体成形，各剖面参数分布单调且耦合性差，当出现气流分离时，各剖面不能在剖面面积约束下参数化灵活调节局部剖面形状，抑制气流分离改善流场品质。现有进气道剖面设计方法会导致出现以下难以克服的缺陷：
1、剖面采用圆或椭圆，且从进口到出口各剖面上曲线整体成形，会造成在进口处大攻角大侧滑状态下唇口或静态上唇口易出现气流分离且难以控制；
2、剖面为圆或椭圆形，且曲线整体成形，当喉道处出现局部气流马赫数过高或过低情况，不能在剖面面积约束下参数化灵活调节局部剖面形状，抑制该处气流马赫数或加速该处气流马赫数；
3、剖面曲线整体成形，且参数分布单调且耦合性差，在喉道后扩张段，易出现局部逆压梯度过大而形成局部分离涡，不能灵活参数化调节剖面局部形状，改善逆压梯度抑制气流分离涡出现。
因此，需要有一种设计方法来克服或减轻现有设计方法的至少一个上述缺陷，提高剖面设计质量和效率，增加剖面设计工程化实用程度。
发明内容
本发明的目的在于提供一种短舱进气道剖面设计方法来克服或至少减轻现有设计技术的至少一个上述缺陷。
本发明的技术方案是：一种短舱进气道剖面设计方法，包括以下步骤：
步骤一，确定短舱进气道典型设计剖面形状；
步骤二，确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子 f值相同；
步骤三，确定剖面的设计参数分布规律，从进气道的进口到进气道的出口，梯形侧腰倾角θ(i)、4段二次曲线围成的面积A(i)、剖面宽高比
Figure BDA0002856436250000024
剖面上侧和下侧曲线的二次曲线控制因子f值均采用分段连续分布，并给出离散参数表达式；
步骤四，建立各剖面分布参数θ(i)、
Figure BDA0002856436250000025
f值与面积A(i)的关系式，求解剖面的宽w(i)、高h(i)；
步骤五，重新确定短舱进气道典型设计剖面形状，调节各剖面的等腰梯形斜腰倾角θ(i)、宽w(i)、高h(i)及f值，以满足面积A(i)的约束，并绘制出短舱进气道出口典型设计剖面，出口剖面正方形由剖面通用等腰梯形本形变化而成。
进一步的，步骤三中，梯形侧腰倾角θ(i)、4段二次曲线围成的面积A(i)、剖面宽高比
Figure BDA0002856436250000023
剖面上侧和下侧曲线的二次曲线控制因子f值，从进气道的进口到进气道的喉道采用先急后缓的分布方式，从进气道的喉道到进气道的出口采用先缓后急的分布方式。
进一步的，短舱进气道进口典型设计剖面形状为近似梨的平面图形，其面积A(i)由发动机和飞机飞行需求约束，其他参数在面积A(i)的约束下连续分布调节；短舱进气道出口为圆形。
进一步的，短舱进气道进口剖面中心点(21)，用字O母表示，点O坐标记为 O(xO,yO)，出口剖面中心点(21＇)，用字母O′表示，点O′坐标记为O′(xO，,yO，)，从进口剖面到出口剖面各剖面中心点用Oi表示，坐标记为Oi(xi,yi)，其中(i＝1、2、 3....n－1，n)；
Figure BDA0002856436250000021
xo′＝xn；
Figure BDA0002856436250000022
yo′＝yn；
l＝(0.4～0.75)＊D，δ＝[(α+β)-(3°～5°)]；
l——短舱进气道从进口到出口水平长度；
D——发动机安直径；
α——机翼安装角；
β——发动机安装角；
δ——短舱进气道下偏角；
xi——各剖面中心点横坐标；
yi——各剖面中心点纵坐标；
xo′和xn——出口剖面中心点横坐标；两者为重合点；
xo——进口剖面中心点横坐标；
yo——进口剖面中心点纵坐标；
yo′和yn——出口剖面中心点横坐标；两者为重合点。
进一步的，步骤二中，等腰梯形侧腰倾角θ(i)如下分布：
Figure BDA0002856436250000031
(xi≤xth)；
Figure BDA0002856436250000032
(xi>xth)；
xth＝(0.2～0.5)l，l＝(0.4～0.75)*D，θo＝(82°～88°)，θo′＝90°；
其中，θo——进口辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角；
θo′——出口辅助通用本形正方形侧边倾角；
θ(i)——各剖面上辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角；
xth——短舱进气道喉道剖面中点横坐标。
进一步的，步骤二中，4段二次曲线的f值分别如下分布：
4段二次曲线的f值大小可分成2部分，各剖面上部2条曲线的f值大小用 f12(i)表示，下部2条曲线的f值大小用f34(i)表示；f值定义表达为：
Figure BDA0002856436250000033
各剖面上f12(i)、f34(i)表达式如下：
Figure BDA0002856436250000034
fo′＝0.4142，fo＝(0.42～0.75)；
f34(i)＝f12(i)*sin[0.98*θ(i)]；
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n)，xo′＝xn；
f——组成通用本形的4条二次曲线的曲度因子；
ρ——等腰梯形两对角在剖面内的长度；
L——等腰梯形两对角在剖面外一段的长度；
f12(i)——各剖面上组成通用本形上部2条二次曲线的曲度因子；
f34(i)——各剖面上组成通用本形下部2条二次曲线的曲度因子；
fo′——出口剖面组成通用本形的二次曲线曲度因子；
fo——进口剖面组成通用本形的二次曲线曲度因子。
进一步的，步骤三中，短舱进气道各剖面面积A(i)分布及宽高比
Figure BDA0002856436250000041
分布规律及与求解这2个参数相关的参数定义和求解如下所示：
Figure BDA0002856436250000042
(xi≤xth)；
Figure BDA0002856436250000043
(xi>xth)；
Figure BDA0002856436250000044
μ＝Ao′/Ath，
Figure BDA0002856436250000045
Figure BDA0002856436250000046
K＝(1.03～1.08)，σ＝(0.96～1.0)；
Figure BDA0002856436250000047
(xi≤xth)；
Figure BDA0002856436250000048
(xi>xtb)；
Figure BDA0002856436250000049
Figure BDA00028564362500000410
Figure BDA00028564362500000411
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n)，xo′＝xn；
A(i)——各剖面通用本形的面积；xi——各剖面中心点横坐标；
l——短舱进气道从进口到出口水平长度；
Ath——短舱进气道喉道剖面通用本形面积；
Ao——短舱进气道进口剖面通用本形面积；
Figure BDA00028564362500000412
——短舱进气道收缩比；μ——短舱进气道扩张比；
K——短舱进气道喉道面积求解公式设计常数；
σ——短舱进气道总压恢复常数；
G——与短舱进气道匹配的发动机的流量；
Math——短舱进气道喉道处马赫数；
xth——短舱进气道喉道剖面中点横坐标；
Figure BDA0002856436250000051
——各剖面通用本形宽高比；
Figure BDA0002856436250000052
——进口剖面通用本形宽高比；
Figure BDA0002856436250000053
——喉道剖面通用本形宽高比；δ——短舱进气道下偏角；
xo′和xn——出口剖面中心点横坐标；
Figure BDA0002856436250000054
——进口剖面通用本形的当量直径；
Figure BDA0002856436250000055
——喉道剖面通用本形的当量直径。
进一步的，步骤四中，
各分布参数θ(i)、
Figure BDA0002856436250000056
f值与面积A(i)建立了如下关系式：
Figure BDA0002856436250000057
g567(i)＝g345(i)，g178(i)＝g123(i)；
Figure BDA0002856436250000058
Figure BDA0002856436250000059
Figure BDA00028564362500000510
SΔ123(i)＝SΔ178(i)，SΔ345(i)＝SΔ567(i)，
Figure BDA00028564362500000512
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n)，xo′＝xn；
A(i)——各剖面通用本形的面积；
Figure BDA00028564362500000511
——各剖面通用本形宽高比；
S123(i)——二次曲线(1)(9)(3)与线段(1)(3)围成的弓形面积；
g345(i)——二次曲线(3)(10)(5)与线段(3)(5)围成的弓形面积；
g567(i)——二次曲线(5)(11)(7)与线段(5)(7)围成的弓形面积；
g178(i)——二次曲线(7)(12)(1)与线段(1)(7)围成的弓形面积； SΔ123(i)——以点(1)(2)(3)为顶点的三角形面积；
SΔ345(i)——以点(3)(4)(5)为顶点的三角形面积；
SΔ678(i)——以点(5)(6)(7)为顶点的三角形面积；
SΔ123(i)——以点(7)(8)(1)为顶点的三角形面积；
w(i)——辅助通用本形的宽也是辅助通用梯形中线；
θ(i)——各剖面上辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角；
h(i)——辅助通用本形的高；
xo′和xn——出口剖面中心点横坐标。
本发明的优点是：本发明中的一种短舱进气道剖面设计方法特点是剖面采用分4段f值控制的二次曲线作为设计型线，且进口为“梨”型，可参数化调节形状和面积，不仅保持了剖面对称而且增加了设计的灵活性和工程化实用程度，提高了设计效率和质量，该设计方法在某型号中得到了计算和试验的验证，提高了短舱进气道进气效率和抗畸变能力，有效地改善了短舱进气道的气动性能。
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的几何元素或具有相同或类似功能的几何元素。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例和原理性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创新前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心点”、“上边”、“下边”、“左侧”、“右侧”、“上侧”、“下侧”“中点”、“某”、“顶点”、“辅助”、“通用”、“进”、“出”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，不能理解为对本发明保护范围的限制。
附图说明
图1是本发明一种短舱进气道进口剖面设计方法原理图。图2是本发明一种短舱进气道出口剖面设计方法原理图。图3是图1所示的一种短舱进气道剖面设计方法的流程示意图。
具体实施方式
如图1所示的短舱进气道进口剖面作为剖面设计的说明图例，图2为剖面变化到进气道出口位置时的典型剖面，也作为说明图例。如图1所示等腰梯形作为剖面的辅助通用本形，“梨”形作为剖面的通用本形。
参见图1与图2，在本实施例中，一种短舱进气道剖面设计方法包括如下步骤：
步骤1：确定短舱进气道典型设计剖面形状。分别选取进口、出口剖面作为典型设计剖面，各剖面采用“梨”形(预先设定)作为形状变化的通用本形，“梨”形通用本形如图1所示。根据参数不同变化出不同形状，出口剖面变化为圆形(预先设定)，如图2所示。面积与其它设计参数均分布连续；
步骤2：确定各剖面“梨”形通用本形的设计方法，如图1所示。作侧腰带倾角的等腰梯形作为通用本形，其四个顶点为2、4、6、8，选取该等腰梯形两侧腰中点3、7、上下底边中点1、5这4点作为剖面形状设计控制顶点，该梯形侧腰及上下底边作为剖面设计的切线，分别为线段17、18、19、20，整个剖面分4段曲线设计，分别为曲线段13、14、15、16，均采用f值控制的二次曲线设计成型，上侧2段曲线13、16的f值相同，下侧2段曲线14、15的f 值相同，以保持剖面形状对称和参数化灵活调节，控制上下唇口气流分离；可以在CATIA软件中完成；
步骤3：确定剖面“梨”形通用本形的设计参数分布规律，如图1和图2 所示。从进口到出口，梯形侧腰倾角、4段二次曲线围成的面积、剖面宽高比、上侧、下侧曲线的f值均采用分段连续分布，从进口到喉道先急后缓分布，从喉道到出口采用先缓后急分布，并给出离散参数表达式；
步骤4：建立各剖面分布各参数与面积的关系式，求解剖面的宽、高；
步骤5：回到步骤1，调节各剖面的梯形斜腰倾角、宽、高、及f值，以满足面积的约束，并绘制出短舱进气道进出口典型设计剖面，进出口剖面如图1 和2所示。出口剖面正方形由剖面辅助通用梯形本形变化而成，其4个顶点分别为2＇、4＇、6＇、8＇，4边分别为线段17＇、18＇、19＇、20＇，4边中点分别为 1＇、3＇、5＇、7＇，它们分别作为4条曲线13＇、14＇、15＇、16＇控制顶点，且这 4条曲线的f值均等于0.4142。进口剖面如图1所示。
可以理解的是，所述步骤1中各剖面采用“梨”形作为通用本形，该“梨”形通用本形剖面形状的变化在面积约束下可参数化调节，各设计参数连续分布，出口形状变为圆形，进口剖面中心点21，用字O母表示，点O坐标记为O(xO,yO)，出口剖面中心点21＇，用字母O′表示，点O′坐标记为O′(xO′,yO′)，从进口剖面到出口剖面各剖面中心点用Oi表示，坐标记为Oi(xi,yi)，其中(i＝1、2、3....n－1，n， n＝10)。
在本实施例中，
Figure BDA0002856436250000081
xo′＝xn；
Figure BDA0002856436250000082
yo′＝yn；
l＝(0.4～0.75)＊D，δ＝[(α+β)-(3°～5°)]。
l——短舱进气道从进口到出口水平长度(根据公式计算得到)；
D——发动机安直径(测量得到)；
α——机翼安装角(测量得到)；β——发动机安装角(测量得到)；
δ——短舱进气道下偏角(根据公式计算得到)；
xi——各剖面中心点横坐标(根据公式计算得到)；
yi——各剖面中心点纵坐标(根据公式计算得到)；
xo′——出口剖面中心点横坐标(根据公式计算得到)；
xn——出口剖面中心点横坐标(根据公式计算得到)；
xo——进口剖面中心点横坐标(预先给定)；
yo——进口剖面中心点横坐标(预先给定)；
在本实施例中，所述步骤2中等腰梯形侧腰倾角θ(i)、组成通用本形的4 段二次曲线的f值分别如下分布：
Figure BDA0002856436250000083
(xi≤xth)；
Figure BDA0002856436250000084
(xi>xth)；
xth＝(0.2～0.5)，l＝(0.4～0.75)＊D，θo＝(82°～88°)，θo′＝90°。
在图1中，组成“梨”形通用本形的4条二次曲线的f值大小可分成2部分，各剖面上部2条曲线的f值大小用f12(i)表示，下部2条曲线的f值大小用f34(i) 表示。f值定义参考图1可表达为：
Figure BDA0002856436250000085
各剖面上f12(i)、f34(i)表达式如下：
Figure BDA0002856436250000086
fo′＝0.4142，fo＝(0.42～0.75)；
f34(i)＝f12(i)*sin[0.98*θ(i)]；
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n，n＝10)，xo′＝xn；
f——组成通用本形的4条二次曲线的曲度因子，定义得到；
l——短舱进气道从进口到出口水平长度，根据公式计算得到；
D——发动机安直径，测量得到；
xth——短舱进气道喉道剖面中点横坐标，根据公式计算得到；
θo——进口辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角，预先给定；
θo′——出口辅助通用本形正方形侧边倾角，根据公式计算得到；
θ(i)——各剖面上辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角，根据公式计算得到；
xi——各剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
yi——各剖面中心点纵坐标，根据公式计算得到；
ρ——在图1中线段(22)长度，测量得到；
L——在图1中线段(23)长度，测量得到；
f12(i)——各剖面上组成通用本形上部2条二次曲线的曲度因子，根据公式计算得到；
f34(i)——各剖面上组成通用本形下部2条二次曲线的曲度因子，根据公式计算得到；
fo′——出口剖面组成通用本形的二次曲线曲度因子，预先给定；
fo——进口剖面组成通用本形的二次曲线曲度因子，根据公式计算得到；
xo′——出口剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
xn——出口剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
在本实施例中，所述步骤3中短舱进气道各剖面面积A(i)分布及宽高比
Figure BDA0002856436250000097
分布规律及与求解这2个参数相关的参数定义和求解如所示：
Figure BDA0002856436250000091
(xi≤xth)；
Figure BDA0002856436250000092
(xi>xth)；
Figure BDA0002856436250000093
μ＝Ao′/Ath，
Figure BDA0002856436250000094
Figure BDA0002856436250000095
K＝(1.03～1.08)，σ＝(0.96～1.0)；
Figure BDA0002856436250000096
(xi≤xth)；
Figure BDA0002856436250000101
(xi>xtb)；
Figure BDA0002856436250000102
Figure BDA0002856436250000103
Figure BDA0002856436250000104
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n，n＝10)，xo′＝xn；
A(i)——各剖面通用本形的面积，根据公式计算得到；
xl——各剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
l——短舱进气道从进口到出口水平长度，根据公式计算得到；
Ath——短舱进气道喉道剖面通用本形面积，根据公式计算得到；
Ao——短舱进气道进口剖面通用本形面积，根据公式计算得到；
Figure BDA0002856436250000105
——短舱进气道收缩比，预先设定；
μ——短舱进气道扩张比，预先设定；
K——短舱进气道喉道面积求解公式设计常数，预先给定；
σ——短舱进气道总压恢复常数，预先给定；
G——与短舱进气道匹配的发动机的流量，根据公式计算得到；
Math——短舱进气道喉道处马赫数，预先给定；
xth——短舱进气道喉道剖面中点横坐标，根据公式计算得到；
Figure BDA0002856436250000106
——各剖面通用本形宽高比，根据公式计算得到；
Figure BDA0002856436250000107
——进口剖面通用本形宽高比，根据公式计算得到；
Figure BDA0002856436250000108
——喉道剖面通用本形宽高比，根据公式计算得到；
δ——短舱进气道下偏角，根据公式计算得到；
xo′——出口剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
xn——出口剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
Figure BDA0002856436250000109
——进口剖面通用本形的当量直径，根据公式计算得到；
Figure BDA00028564362500001010
——喉道剖面通用本形的当量直径，根据公式计算得到；
在本实施例中，所述步骤4中为求解各剖面中为通用本形的宽w(i)、高h(i)，各分布参数θ(i)、
Figure BDA00028564362500001011
f值与面积A(i)建立了如下关系式：
Figure BDA0002856436250000111
g567(i)＝g345(i)，g178(i)＝g123(i)；
Figure BDA0002856436250000112
Figure BDA0002856436250000113
Figure BDA0002856436250000114
SΔ123(i)＝SΔ178(i)，SΔ345(i)＝SΔ567(i)，
Figure BDA0002856436250000115
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n，n＝10)，xo′＝xn；
A(i)——各剖面通用本形的面积(根据公式计算得到)；
Figure BDA0002856436250000116
——各剖面通用本形宽高比(根据公式计算得到)；
g123(i)——二次曲线(1)(9)(3)与线段(1)(3)围成的弓形面积 (根据公式计算得到)；
g345(i)——二次曲线(3)(10)(5)与线段(3)(5)围成的弓形面积 (根据公式计算得到)；
g567(i)——二次曲线(5)(11)(7)与线段(5)(7)围成的弓形面积 (根据公式计算得到)；
g178(i)——二次曲线(7)(12)(1)与线段(1)(7)围成的弓形面积 (根据公式计算得到)；
SΔ123(i)——以点(1)(2)(3)为顶点的三角形面积，根据公式计算得到；
SΔ345(i)——以点(3)(4)(5)为顶点的三角形面积，根据公式计算得到；
SΔ567(i)——以点(5)(6)(7)为顶点的三角形面积，根据公式计算得到；
SΔ123(i)——以点(7)(8)(1)为顶点的三角形面积，根据公式计算得到；
w(i)——辅助通用本形的宽也是辅助通用梯形中线，根据公式计算得到；
θ(i)——各剖面上辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角，根据公式计算得到；
h(i)——辅助通用本形的高，根据公式计算得到；
xn——出口剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
xo′——出口剖面中心点横坐标，根据公式计算得到；
在本实施例中，所述步骤5中各剖面最后设计定形，必须以前面步骤的参数分布和求解结果，并以此为基础调节各参数以满足各剖面通用本形的面积A(i) 的约束。，在CATIA软件中，把进出口2个典型设计剖面形状绘制出来，并以进口剖面为基础，根据各剖面设计参数结果调节出来。
最后需要指出的是：以上实施例仅用以说明本发明的设计方案，而非对其限制。尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范畴和领域。

Claims (5)

1.一种短舱进气道剖面设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一，确定短舱进气道剖面形状；
步骤二，确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子f值相同；
步骤三，确定剖面的设计参数分布规律，从进气道的进口到进气道的出口，梯形侧腰倾角θ(i)、4段二次曲线围成的面积A(i)、剖面宽高比
Figure FDA0003941534660000011
剖面上侧和下侧曲线的二次曲线控制因子f值均采用分段连续分布，并给出离散参数表达式；
步骤四，建立各剖面分布参数θ(i)、
Figure FDA0003941534660000012
f值与面积A(i)的关系式，求解剖面的宽w(i)、高h(i)；
步骤五，重新确定短舱进气道剖面形状，调节各剖面的等腰梯形斜腰倾角θ(i)、宽w(i)、高h(i)及f值，以满足面积A(i)的约束，并绘制出短舱进气道出口剖面，出口剖面正方形由剖面通用等腰梯形本形变化而成；
所述的步骤三中，梯形侧腰倾角θ(i)、4段二次曲线围成的面积A(i)、剖面宽高比
Figure FDA0003941534660000013
剖面上侧和下侧曲线的二次曲线控制因子f值，从进气道的进口到进气道的喉道采用先急后缓的分布方式，从进气道的喉道到进气道的出口采用先缓后急的分布方式；
所述的短舱进气道进口剖面形状为近似梨的平面图形，其面积A(i)由发动机和飞机飞行需求约束，其他参数在面积A(i)的约束下连续分布调节；短舱进气道出口为圆形。
2.根据权利要求1所述的一种短舱进气道剖面设计方法，其特征在于，短舱进气道进口剖面中心点(21)，用字母O表示，点O坐标记为O(xO，yO)，出口剖面中心点(21＇)，用字母O′表示，点O′坐标记为O′(xO′，yO′)，从进口剖面到出口剖面各剖面中心点用Oi表示，坐标记为Oi(xi，yi)，其中(i＝1、2、3....n-1，n)；
Figure FDA0003941534660000021
Figure FDA0003941534660000022
l＝(0.4～0.75)*D，δ＝[(α+β)-(3°～5)]；
l——短舱进气道从进口到出口水平长度；
D——发动机进口直径；
α——机翼安装角；
β——发动机安装角；
δ——短舱进气道下偏角；
xi——各剖面中心点横坐标；
yi——各剖面中心点纵坐标；
xo’和xn——出口剖面中心点横坐标；两者为重合点；
xo——进口剖面中心点横坐标；
yo——进口剖面中心点纵坐标；
yo’和yn——出口剖面中心点纵坐标；两者为重合点。
3.根据权利要求2所述的一种短舱进气道剖面设计方法，其特征在于，所述的步骤二中，等腰梯形侧腰倾角θ(i)如下分布：
Figure FDA0003941534660000023
Figure FDA0003941534660000024
xth＝(0.2～0.5)l，l＝(0.4～0.75)*D，θo＝(82°～88°)θo′＝90°；
其中，θo——进口辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角；
θo’——出口辅助通用本形正方形侧边倾角；
θ(i)——各剖面上辅助通用本形等腰梯形侧腰倾角；
xth——短舱进气道喉道剖面中点横坐标。
4.根据权利要求3所述的一种短舱进气道剖面设计方法，其特征在于，步骤二中，4段二次曲线的f值分别如下分布：
4段二次曲线的f值大小可分成2部分，各剖面上部2条曲线的f值大小用f12(i)表示，下部2条曲线的f值大小用f34(i)表示；f值定义表达为：
Figure FDA0003941534660000031
各剖面上f12(i)、f34(i)表达式如下：
Figure FDA0003941534660000032
f34(i)＝f12(i)*sin[0.98*θ(i)]；
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n)，xo′＝xn；
f——组成通用本形的4条二次曲线控制因子；
ρ——等腰梯形两对角在剖面内的长度；
L——等腰梯形两对角在剖面外一段的长度；
f12(i)——各剖面上组成通用本形上部2条二次曲线控制因子；
f34(i)——各剖面上组成通用本形下部2条二次曲线控制因子；
fo'——出口剖面组成通用本形的二次曲线控制因子；
fo——进口剖面组成通用本形的二次曲线控制因子。
5.根据权利要求1所述的一种短舱进气道剖面设计方法，其特征在于，步骤三中，短舱进气道各剖面面积A(i)分布及宽高比
Figure FDA0003941534660000033
分布规律及与求解这2个参数相关的参数定义和求解如下所示：
Figure FDA0003941534660000041
Figure FDA0003941534660000042
Figure FDA0003941534660000043
Figure FDA0003941534660000044
Figure FDA0003941534660000045
Figure FDA0003941534660000046
Figure FDA0003941534660000047
Figure FDA0003941534660000048
Figure FDA0003941534660000049
在上述各式中：(i＝1、2、3....n－1，n)，xo’＝xn；
A(i)——各剖面通用本形的面积；xi——各剖面中心点横坐标；
l——短舱进气道从进口到出口水平长度；
Ath——短舱进气道喉道剖面通用本形面积；
Ao——短舱进气道进口剖面通用本形面积；
Figure FDA00039415346600000410
——短舱进气道收缩比；μ——短舱进气道扩张比；
K——短舱进气道喉道面积求解公式设计常数；
σ——短舱进气道总压恢复常数；
G——与短舱进气道匹配的发动机的流量；
Math——短舱进气道喉道处马赫数；
xth——短舱进气道喉道剖面中点横坐标；
Figure FDA00039415346600000411
——各剖面通用本形宽高比；
Figure FDA00039415346600000412
——进口剖面通用本形宽高比；
Figure FDA00039415346600000413
——喉道剖面通用本形宽高比；δ——短舱进气道下偏角；
Xo’和xn——出口剖面中心点横坐标；
Figure FDA00039415346600000414
——进口剖面通用本形的当量直径；
Figure FDA00039415346600000415
——喉道剖面通用本形的当量直径。
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