CN112644720B - 一种极化选择进气道设计方法 - Google Patents

Abstract

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种极化选择进气道设计方法。该方法包括：步骤S1、确定进气道唇口的布局位置；步骤S2、确定进气道唇口的倾斜角度，确定进气道唇口在正前向的投影的型面的宽高比与进气道唇口长宽边缘比值的关系；步骤S3、根据发动机进口圆形截面的直径d，对进气道唇口型面进行超椭圆截面拟合，获得进气道唇口的长宽参数，并保证进气道唇口满足发动机的进气量需求。本发明主要应用于需求低频宽频雷达隐身高性能的飞机进气道方案设计方面，解决了不同极化低频隐身设计问题，本申请技术适用性强，具有广泛的应用前景。

Description

一种极化选择进气道设计方法

技术领域

本申请属于飞机结构设计领域，特别涉及一种极化选择进气道设计方法。

背景技术

随着反隐身技术需求的日益迫切，低频雷达(工作频段为300MHz～2000MHz)以其突出的反隐身能力获得高度重视，随着探测系统成熟，飞机设计必需重视提高其低频雷达隐身性能。

进气道作为飞机前向三大强散射源，其隐身性能对整机隐身特性具有决定性影响，同时它还是关系飞机飞行能力的关键部件，是受飞机隐身、气动性能强约束的综合设计部件。目前隐身进气道采用的主流设计方法：倾斜直边缘唇口加大S弯管道遮挡加管道内壁面喷涂隐身材料，实现了其在传统高频频段的隐身性能，但在低频频段(如频率小于2000MHz的P、L波段)，则性能不佳。造成这种现象的原因如下：

a)由于涂层厚度有限，因此在低频长波波段吸波涂层几乎失效；

b)传统上进气道唇口口面形状普遍近似轴对称的矩形或者三角形，唇口长度有限，其倾斜偏转RCS波峰效果一般，且长度接近P波段波长，更易形成谐振强散射；

c)受限于机体内部空间限制，进气道管道通常只能在一个方向上设计成大S弯，对管道终端产生遮挡，而在另一个方向上S弯较小，对进入管道的长波电磁波遮挡屏蔽效果一般。

因此，基于该方法设计的进气道方案难以同时满足不同极化低频隐身性能要求(图1)。综上，解决进气道在低频雷达照射下散射量值高且难以不同极化同时抑制问题，形成进气道低频隐身设计方法，是实现飞机宽频隐身性能、提升飞机作战效能的关键途径之一。

在低频，目标电磁散射特性通常具有较强的极化差异性。为此，可以利用唇口布局设计提升一种极化的低频雷达隐身性能，再利用唇口几何设计来提升另一种极化的低频雷达隐身性能的设计方法，来实现进气道不同极化雷达隐身性能提升。

发明内容

本发明主要针对常规设计方法难以解决进气道P、L波段低频隐身问题，提供一种满足宽频高隐身飞机需求的进气道唇口低RCS布局与进气道唇口口面外形设计方案，使得在不影响进气效率的前提下，达到降低进气道部件低频电磁散射的目的。

本申请极化选择进气道设计方法，包括：

步骤S1、确定进气道唇口的布局位置；

步骤S2、确定进气道唇口的倾斜角度，确定进气道唇口在正前向的投影的型面的宽高比与进气道唇口长宽边缘比值的关系；

步骤S3、根据发动机进口圆形截面的直径d，对进气道唇口型面进行超椭圆截面拟合，获得进气道唇口的长宽参数，并保证进气道唇口满足发动机的进气量需求。

优选的是，所述步骤S1中，所述进气道唇口布置在曲面平坦且与前向威胁区域角度夹角较小的机体表面，所述角度夹角较小是指角度在5-15°之内。

优选的是，所述步骤S2中，确定进气道唇口的倾斜角度包括：

所述进气道唇口的上下边缘与正前向投影的夹角为机翼前缘的后掠角；

所述进气道唇口的左右边缘与正前向投影的夹角为垂尾前缘或者垂尾后缘的后掠角度。

优选的是，步骤S3中，设定的超椭圆方程的可变指数为5-15。

优选的是，步骤S3之后，进一步包括：

步骤S4、对于自进气道唇口截面至发动机进口圆形截面之间的进气道，划分为多个截面，对每一个截面，给定一个超椭圆方程指数，计算对应截面的长宽尺寸，其中，所述超椭圆方程指数介于进气道唇口截面与发动机进口圆形截面所对应的两个指数之间。

本申请其具有以下几个优点：

a)基于外形设计，相比吸波材料、主动电磁隐身技术等，不仅易于实现，而且具有适应性好、经济性高、重量轻、无使用维护问题等优势。

b)技术机理成熟，不论是飞机布局外形还是进气道部件，相关的低频散射极化特性研究资料都足够丰富深入，为基于极化选择的进气道不同极化电磁散射抑制打下坚实技术基础。

c)方案获得验证，极化选择设计方法所要求的将进气道唇口靠后布置和采用大参数比值的二元型面开口方案，该进气道唇口布局和几何参数设计方案是可接受、可实现的。

本发明主要应用于需求低频宽频雷达隐身高性能的飞机进气道方案设计方面，解决了不同极化低频隐身设计问题，本申请技术适用性强，具有广泛的应用前景。

附图说明

图1是某水平弯曲进气道的水平极化、垂直极化的低频RCS仿真结果曲线示意图。

图2是本申请极化选择进气道设计方法的一实施例的背负式极化选择隐身进气道示意图。

图3是一种宽高比为4的背负式极化选择进气道唇口型面过渡设计示意图。

图4是背负式进气道极化选择设计二元唇口进气道与传统梯形唇口进气道的P波段RCS仿真曲线对比，其中频率600MHz、0°无俯仰。

图5是一种两侧进气极化选择进气道示意图。

图6是一种宽高比为0.2的两侧进气极化选择进气道唇口型面过渡设计示意图。。

其中，1-机身；2-进气道唇口；3-进气道管道。

具体实施方式

为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式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元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

本申请提供了一种极化选择进气道设计方法，如图2和图5所示，主要在于设计进气道唇口2，已知条件为进气道管道3的直径，除设计进气道唇口2的形状、尺寸外，还需设计进气道唇口2到进气道管道3的过渡段的结构形状。

为实现提高进气道低频隐身特性的目的，本发明提出一种进气道唇口低频隐身设计方法，步骤如下：

a)进气道唇口布局方案设计：在进气道类型确定的情况下，选择可选区域内曲面平坦且与前向(来流方向)威胁区域(左右30度方位角之内的区域)角度夹角(φ，一般5-15度)较小的机体表面，布置进气道唇口，实现单一极化雷达隐身进气道布局方案设计。

b)进气道唇口型面参数设计：型面是指唇口口面在正前向的投影，其宽高(边缘长度)比对单极化的二元进气道隐身设计具有重要影响。在确定进气道唇口布局后，通常能够确定机身一侧型面边缘最大尺寸(即机体结构确定后，除去承力框梁外，用于布置唇口的最大尺寸)，该条件作为限制值对后续求得的唇口尺寸进行限制。同时，根据倾斜隐身设计准则，能够确定进气道唇口各边缘(上下边缘与投影面角度a，左右边缘与投影面角度β，通常a为机翼前缘后掠角度，β为垂尾前缘或者后缘的后掠角度)的倾斜角度，从而推导得到进气道唇口型面的宽高比与唇口各边缘比值的关系，确定型面参数设计范围。

c)进气道唇口几何参数设计：在确定了唇口型面参数后，根据进气流量需求确定进气道唇口长度参数。具体地，通过超椭圆方程进行截面拟合，来获得与发动机进口圆截面参数匹配的二元进气口参数；

其中：a为超椭圆截面的长轴半径，b为超椭圆截面的短轴半径，η为超椭圆截面的可变指数。当a＝b，η＝2时，方程描述的截面为圆截面；当η→+∞时，方程描述的截面形状逐渐趋近于方形或矩形，a与b的比值根据型面设计结果确定。

图2-图3给出了某背负式进气道的极化选择电磁散射抑制唇口低频隐身设计方法。该示例给定的特征参数及特征值见表1。

表1、特征参数及特征值

该进气道及唇口的设计思路如下：

a)按照背负式进气道定义，根据上表面对称面上轮廓的局部曲率半径特征参数R和与水平面局部夹角特征参数φ，确定可布置唇口的区域，完成进气道唇口布局设计，同时确定唇口上下边缘最大长度特征参数L下；

b)根据平行设计原则，确定唇口各边缘的倾斜角度：上下唇口后掠角特征参数α和左右唇口后掠角特征参数β(均为唇口边缘与前向投影平面的夹角)，其中锯齿形上边缘长度L上：(L_上cosα＜L_下)。并可确定二元口面唇口边缘长度的宽高比(L上/L左右)与唇口型面宽高比a/b的近似关系(L_上/L_左右)·(cosα/cosβ)＝a/b，其中L左右为唇口左右两侧边缘的长度；

c)根据选用发动机进口圆形截面直径d，对进气道唇口型面进行超椭圆截面拟合，式中取η＝5。结合唇口型面几何宽高比，确定唇口边缘长度：上唇口长度特征参数y＝L_上cosα/2、左右两侧唇口长度特征参数z＝Hcosβ/2；

d)将极化选择大宽高比二元口面唇口进气道与近轴对称梯形口面唇口进气道进行RCS对比仿真，低频仿真雷达波频率600MHz、波长500mm。如图4所示，极化选择设计进气道不存在明显极化差异，两个极化前向角域RCS水平相当；其中，HH极化隐身性能与传统背负式方案相当，VV极化隐身性能优势明显。

图5-图6给出了某两侧进气类型进气道的极化选择电磁散射抑制唇口低频隐身设计方法，该低频隐身进气道唇口的特征参数及特征值见表2。

表2两侧进气极化选择隐身进气道唇口特征参数

按极化选择低频隐身进气道唇口设计方法，该进气道及唇口的设计思路如下：

a)按照两侧进气进气道定义，根据两侧表面中间平面上机体轮廓的局部曲率半径特征参数R和与对称面局部夹角特征参数φ，确定可布置唇口的区域，完成进气道唇口布局设计，同时根据机身高度可确定唇口内侧边缘最大长度特征参数L_内；

b)根据平行设计原则，确定唇口各边缘的倾斜角度：上下唇口后掠角特征参数α和左右唇口后掠角特征参数β(均为唇口边缘与前向投影平面的夹角)，其中后掠外侧边缘长度L_外：(L_外cosβ＜L_内)。并可确定二元口面唇口边缘长度的宽高比(L_上下/L_外)与唇口型面宽高比a/b的近似关系(L_上下/L_外)·(cosα/cosβ)＝a/b，其中L_上下为横向唇口上下边缘的平均长度；

c)根据选用发动机进口圆形截面直径d，对进气道唇口型面进行超椭圆截面拟合，式中取η＝8。结合唇口型面几何宽高比，确定唇口边缘长度：上下唇口平均长度特征参数y＝L_上下cosα/2、外侧唇口长度特征参数z＝L_外cosβ/2。

在一些可选实施方式中，步骤S3中，设定的超椭圆方程的可变指数为5-15。步骤S3之后，进一步包括：

步骤S4、对于自进气道唇口截面至发动机进口圆形截面之间的进气道，划分为多个截面，对每一个截面，给定一个超椭圆方程指数，计算对应截面的长宽尺寸，其中，所述超椭圆方程指数介于进气道唇口截面与发动机进口圆形截面所对应的两个指数之间

例如构建的某三维坐标系下，发动机进口圆形截面在x＝0的位置，进气道唇口截面在x＝1的位置，η＝10、a/b＝1/6时求得进气道唇口截面参数。之后，在x＝0.5的位置，进行过渡截面尺寸计算时，可以设定η＝5，a/b＝1/3，同理，在x＝0.3的位置，进行过渡截面尺寸计算时，可以设定η＝3，a/b＝1/2。

以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (5)

1.一种极化选择进气道设计方法，其特征在于，包括：

步骤S1、确定进气道唇口的布局位置；

步骤S2、确定进气道唇口的倾斜角度，确定进气道唇口在正前向的投影的型面的宽高比与进气道唇口长宽边缘比值的关系；

步骤S3、根据发动机进口圆形截面的直径d，对进气道唇口型面进行超椭圆截面拟合，获得进气道唇口的长宽参数，并保证进气道唇口满足发动机的进气量需求；

所述超椭圆截面拟合方程为：

其中，a为超椭圆截面的长轴半径，b为超椭圆截面的短轴半径，η为超椭圆截面的可变指数。

2.如权利要求1所述的极化选择进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S1中，所述进气道唇口布置在曲面平坦且与前向威胁区域角度夹角较小的机体表面，所述角度夹角较小是指角度在5-15°之内。

3.如权利要求1所述的极化选择进气道设计方法，其特征在于，所述步骤S2中，确定进气道唇口的倾斜角度包括：

所述进气道唇口的上下边缘与正前向投影的夹角为机翼前缘的后掠角；

所述进气道唇口的左右边缘与正前向投影的夹角为垂尾前缘或者垂尾后缘的后掠角度。

4.如权利要求3所述的极化选择进气道设计方法，其特征在于，步骤S3中，设定的超椭圆方程的可变指数为5-15。

5.如权利要求3所述的极化选择进气道设计方法，其特征在于，步骤S3之后，进一步包括：

步骤S4、对于自进气道唇口截面至发动机进口圆形截面之间的进气道，划分为多个截面，对每一个截面，给定一个超椭圆方程指数，计算对应截面的长宽尺寸，其中，所述超椭圆方程指数介于进气道唇口截面与发动机进口圆形截面所对应的两个指数之间。