CN113062803B - 一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法 - Google Patents

Abstract

本公开提供一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法，能够显著降低主进气道出口的总压损失及畸变度；造型方法包括：根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；基于主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定主进气道的喉道面积；基于主进气道喉道截面的超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取主进气道喉道截面形状和尺寸参数；基于半椭圆造型，获取用于连接主进气道和辅进气道的引流段的子午面造型；基于机身边界层高度和主进气道喉道的宽度，获取辅进气道喉道尺寸参数；基于辅进气道的流量，获取辅进气道的A I P截面直径；获取辅进气道偏距；扫掠获取分层式进气道造型。

Description

一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法

技术领域

本公开涉及飞行器进气道，尤其涉及一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法。

背景技术

翼身融合体由于高度的机身机翼一体化设计，进气系统往往半埋入式安装在机翼上方或者机背后部，这不可避免地会摄入机身或者机翼发展而来的附面层，因此对应的进气道被称为边界层吸入式进气道。

参照图10，与传统的进气道相比BLI进气道(边界层吸入式进气道)具有显著优势。从气动性能上看，BLI进气道吸入附面层的同时加速机身上表面气流，减小上表面压力，增大了升力，意味着升阻比的提高；由于来流速度降低，发动机为了达到足够的推力要求需要对气体输入的能量就越少，有望降低其耗油率。从结构上看，由于BLI发动机嵌入机身的设计，可以进一步减小浸润面积，降低摩擦阻力；另外，BLI进气道为紧凑的S形弯道，大幅度缩减了发动机长度和飞机长度，减轻飞机的重量。对于军用飞机来说，BLI进气道能够有效提高飞机的隐身性能，这是因为BLI进气道安装在机身后部，加上嵌入机身的S形设计，可以有效降低雷达散射面积。对于民用客机，BLI进气道的这种安装方式和结构减少了噪声的向前传播，消除了机翼下表面对发动机排气噪声波的反射。

尽管翼身融合布局飞机具有很大的潜在优势，但大曲率、短扩压的BLI嵌入式进气道会存在法向压力和轴向压力双重逆压梯度，使得气流在进气道中难以贴服于进气道中变化的壁面，造成气流的分离和漩涡的产生，另外由于吸入机身附面层，进一步加剧了出口畸变，这必然会造成进气道气动性能下降，进而影响风扇的性能。

图11是BLI效应下进气道和风扇联合数值仿真的Ma分布图，可以直观看出在边界层摄入和S形弯道的共同作用下进气道出口下半部分有很大的低速气流区。

因此，需要对BLI进气道进行良好的设计并有效控制进气道内部气体的流动以保证进气道具有较好的气动性能。

此外，由于大量机身边界层的低能流体被吸入进气道内，在S弯几何双重逆压力梯度的作用下，气流极易发生分离；流体在S弯几何的诱导作用下会产生严重的二次流，二次流在进气道内逐步发展，最终呈现为AIP(Aerodynamic Interface Plane)截面反向的对涡结构，手段改善进气道内部流动，但这两种手段均收效有限。几何造型优化较易实施，但会消耗大量计算资源，时间成本较高，且各种优化算法均是在有限的参数空间内进行局部寻优，因而效果非常有限；加载流动控制设备的方法其好处在于流动机理较为明晰，能够有针对性的改善流动恶化的区域，但会引入额外的型面损失，且会带来加工以及机械控制方面的问题。

发明内容

为了解决上述技术问题的至少一个，本公开提供了一种分离边界层的分层式进气道及其造型方法。

本公开的技术方案是这样实现的：

一种分离边界层的分层式进气道造型方法，所述造型方法包括：

根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；

基于所述主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定所述主进气道的喉道面积；

基于所述主进气道喉道截面的超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取所述主进气道喉道截面形状和尺寸参数；

基于半椭圆造型，获取用于连接所述主进气道和辅进气道的引流段的子午面造型；

基于机身边界层高度和所述主进气道喉道的宽度，获取所述辅进气道喉道尺寸参数；

基于所述辅进气道上壁面出口与所述主进气道下壁面出口在纵向不重叠的几何约束，获取所述辅进气道偏距；

基于所述主进气道的喉道面积、所述主进气道喉道截面形状、所述引流段的子午面造型、所述辅进气道的喉道尺寸参数、所述辅进气道偏距、以及所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型，扫掠获取所述分层式进气道造型。

进一步地，所述根据中心线与面积率造型方法，获取所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型，包括：

基于多项式函数，分别获得主进气道和辅进气道的中心线分布规律，以及所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面积变化规律；

基于超椭圆指数和所述沿程截面积变化规律，分别获取所述主进气道和所述辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型；

基于所述主进气道和所述辅进气道的所述中心线分布规律、所述沿程截面积变化规律、所述沿程截面造型，获取所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型。

进一步地，所述多项式函数为：

f(x)＝k₄x⁴+k₃x³+k₂x²；

所述主进气道为扩张通道，所述辅进气道为收缩通道；

所述主进气道和所述辅进气道的中心线分布规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律；

所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面积变化规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律。

进一步地，所述基于超椭圆指数和所述沿程截面积变化规律，分别获取所述主进气道和所述辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型，包括：

通过调整所述超椭圆指数，使得所述主进气道和所述辅进气道的截面造型从进口向出口方向，由非圆截面向圆截面过渡；

其中，所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面造型均为：主要由上半超椭圆和下半超椭圆组成的形状；所述沿程截面造型通过以下公式确定：

其中，a为所述上半超椭圆和所述下半超椭圆的长半轴的长度；b为所述上半超椭圆的短半轴的长度；c为所述下半超椭圆的短半轴的长度；e_up为任意沿程截面上半超椭圆指数，e_low为任意沿程截面下半超椭圆指数。

进一步地，当所述主进气道和所述辅进气道的截面造型从进口向出口方向，由方形截面向圆截面过渡时，所述超椭圆指数由以下公式确定：

其中，x为进气道相对轴向位置，t₀、t₁、t₂为控制参数。

进一步地，所述预设参数包括：主进气道长度L_B、偏距ΔH_B、AIP截面直径D_B,o，流量m_B；

所述流量守恒函数如下：

其中，σ_B为预估总压恢复系数；Ma_B,th为主进气道喉道马赫数；Ma_B,o为AIP截面马赫数。

进一步地，当所述主进气道喉道截面超椭圆指数e_B,th≥5时，所述喉道截面形状为方形；根据设定的所述喉道截面宽高比，获取所述主进气道喉道高度及喉道宽度。

进一步地，所述基于半椭圆造型，获取所述引流段的子午面造型；包括，

将所述引流段的子午面造型设定为半椭圆造型，并根据主进气道长度L_B以及设定的无量纲比例k_a和k_b，计算半椭圆长轴AS_a和短轴AS_b；计算公式为：

进一步地，所述基于机身边界层高度和所述主进气道喉道的宽度，获取所述辅进气道喉道尺寸参数，包括：

基于机身边界层高度，获取辅进气道的喉道高度；

所述辅进气道喉道宽度与所述主进气道喉道宽度相同。

进一步地，所述基于所述辅进气道上壁面出口与所述主进气道下壁面出口在纵向不重叠的几何约束，获取所述辅进气道偏距；包括：

基于所述辅进气道的流量，获取所述辅进气道的AIP截面直径；

基于所述主进气道的AIP截面直径、所述辅进气道的AIP截面直径以及所述主进气道的偏距，获取所述辅进气道偏距；

进一步地，所述基于所述辅进气道的流量，获取所述辅进气道的AIP截面直径；包括：

由以下等式获取所述辅进气道的流量m_s：

其中H_S,th为辅进气道的喉道高度；W_S,th为辅进气道的喉道宽度；U(y)为辅进气道进口处边界层速度分布函数；

由以下等式获取所述辅进气道的喉道流量平均马赫数

由以下等式获取所述辅进气道的AIP截面直径D_S,o：

进一步地，所述基于所述主进气道的AIP截面直径、所述辅进气道的AIP截面直径以及所述主进气道的偏距，获取所述辅进气道偏距；包括：根据以下等式计算所述辅进气道偏距ΔH_S：

其中ΔH_B为所述主进气道偏距；D_B,o为所述主进气道的AIP截面直径；D_S,o为所述辅进气道的AIP截面直径。

一种分离边界层的分层式进气道，所述分层式进气道由上述任一项所述的造型方法确定；

所述分层式进气道包括主进气道、辅进气道、以及连接于所述主进气道和所辅进气道之间的引流段。

附图说明

附图示出了本公开的示例性实施方式，并与其说明一起用于解释本公开的原理，其中包括了这些附图以提供对本公开的进一步理解，并且附图包括在本说明书中并构成本说明书的一部分。

图1是本公开的实施例的造型方法流程示意图；

图2是本公开的主进气道的AIP截面总压分布对比；

图3是本公开的主进气道和辅进气道的中心线分布规律示意图；

图4是本公开的主进气道和辅进气道的沿程面积变化规律示意图；

图5是本公开的主进气道和辅进气道的沿程截面造型示意图；

图6是本公开的分离边界层的分层式进气道的沿程截面造型变化示意图；

图7是本公开的超椭圆指数示意图；

图8是本公开的辅进气道喉道截面示意图；

图9是本公开的分离边界层的分层式进气道子午面示意图；

图10是现有边界层的抽吸示意图；

图11是现有BLI进气道和风扇级的Ma分布示意图；

具体实施方式

下面结合附图和实施方式对本公开作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施方式仅用于解释相关内容，而非对本公开的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本公开相关的部分。

需要说明的是，在不冲突的情况下，本公开中的实施方式及实施方式中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施方式来详细说明本公开。其中，执行主体可以根据具体案例进行调整，如服务器、电子设备、计算机等。

本实施例提供的方法可以由相关的服务器执行，且下文均以服务器作为执行主体为例进行说明。

本公开从边界层吸入式推进系统的一般流动特征出发，从结构上将进气道结构分为主进气道和辅进气道；并提供一种分离边界层的分层式进气道造型方法。

实施例一

参照图1，本实施例提供了一种分离边界层的分层式进气道造型方法，包括：

根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；

基于主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定主进气道的喉道面积；

基于主进气道喉道截面的超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取主进气道喉道截面形状和尺寸参数；

基于半椭圆造型，获取用于连接主进气道和辅进气道的引流段的子午面造型；

基于机身边界层高度和主进气道喉道的宽度，获取辅进气道喉道尺寸参数；

所述辅进气道偏距获取包括：基于辅进气道上壁面出口与主进气道下壁面出口在纵向不重叠的几何约束，获取所述辅进气道偏距；

基于主进气道的喉道面积、主进气道喉道截面形状、引流段的子午面造型、辅进气道的喉道尺寸参数、辅进气道偏距、以及主进气道和辅进气道的内通道造型，扫掠获取分层式进气道造型。

如表1所示，通过本实施例造型方法涉及的分离边界层的分层式进气道能够显著降低主进气道出口的总压损失及畸变度。

表1进气道性能参数对比

	总压恢复系数	畸变度(DC150)
			原型	0.952	0.327
主进气道	0.981	0.086
			辅进气道	0.976	/

如图2，通过对传统嵌入式S型进气道与分离边界层的嵌入式S型进气道在巡航高度为11000m、巡航马赫数0.85、进口吸入30％边界层的设计工况进行三维数值模拟，结果表明分离边界层的嵌入式S型进气道较原型总压恢复系数(σ)提高了3.05％，畸变度(DC₁₅₀)降低了73.7％。

作为本实施例的优选实施方式，根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型，包括：

基于多项式函数，分别获得主进气道和辅进气道的中心线分布规律，以及主进气道和辅进气道的沿程截面积变化规律；

基于超椭圆指数和沿程截面积变化规律，分别获取主进气道和辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型；

基于主进气道和辅进气道的中心线分布规律、沿程截面积变化规律、沿程截面造型，获取主进气道和辅进气道的内通道造型。

作为本实施例的优选实施方式，多项式函数为：

f(x)＝k₄x⁴+k₃x³+k₂x²；

主进气道和辅进气道的中心线决定了流体在内通道的转弯程度，面积律决定了流体在内通道沿程的扩压程度；主进气道和辅进气道的中心线分布规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律；主进气道和辅进气道的沿程截面积变化规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律。

通过调整多项式系数k₄、k₃、k₂可以得到缓急相当、前急后缓、前缓后急三种变化规律；从而获得如图3的三条中心线分布规律曲线。

当(k₂,k₃,k₄)＝(3,-2,0)时为缓急相当变化规律；

当(k₂,k₃,k₄)＝(5.4,-6.8,2.4)时为前急后缓变化规律；

当(k₂,k₃,k₄)＝(2.2,-0.4,-0.8)时为前缓后急变化规律。

参照图4，主进气道为扩张通道，完成对主流区的扩压减速；辅进气道为收缩通道，完成对吸入低能边界层的加速。通过调整多项式系数k₄、k₃、k₂可以得到缓急相当、前急后缓、前缓后急三种变化规律。

作为本实施例的优选实施方式，参照图5，主进气道和辅进气道的沿程截面造型均为：主要由上半超椭圆和下半超椭圆组成的形状；沿程截面造型通过以下公式确定：

其中，a为上半超椭圆和下半超椭圆的长半轴的长度；b为上半超椭圆的短半轴的长度；c为下半超椭圆的短半轴的长度；e_up为任意沿程截面上半超椭圆指数，e_low为任意沿程截面下半超椭圆指数。

作为本实施例的优选实施方式，参照图6和图7，基于超椭圆指数和沿程截面积变化规律，分别获取主进气道Ⅰ和辅进气道Ⅱ沿程任意位置的沿程截面造型，包括：

通过调整超椭圆指数，使得主进气道Ⅰ和辅进气道Ⅱ的截面造型从进口向出口方向，由非圆截面向圆截面过渡。

作为本实施例的优选实施方式，当主进气道和辅进气道的截面造型从进口向出口方向，由方形截面向圆截面过渡时，超椭圆指数由以下公式确定：

其中，x为进气道相对轴向位置，t₀、t₁、t₂为控制参数。对于喉道截面为方形(x＝0时，e＝9)，出口截面为圆形(x＝L时，e＝2)的进气道，补充中间控制点(x＝αL时，e＝e_mid)，即可求解得到t₀、t₁、t₂。对于不同的案例，α及e_mid可根据实际情况调整。

作为本实施例的优选实施方式，预设参数包括：主进气道长度L_B、偏距ΔH_B、AIP截面直径D_B,o，流量m_B；

流量守恒函数如下：

其中，σ_B为预估总压恢复系数；Ma_B,th为主进气道喉道马赫数；Ma_B,o为AIP截面马赫数；

主进气道喉道截面超椭圆指数e_B,th≥5时，喉道截面形状为方形；结合流量守恒函数，可得主进气道喉道高度H_B,th及喉道宽度W_B,th。

通常情况下，预估总压恢复系数σ_B＝0.96；主进气道喉道马赫数Ma_B,th＝0.75；AIP截面马赫数Ma_B,o＝0.6。

参照图8，作为本实施例的优选实施方式，基于半椭圆造型，获取引流段的子午面造型；包括，

将引流段的子午面造型设定为半椭圆造型，并根据主进气道长度L_B以及设定的无量纲比例k_a和k_b，计算半椭圆长轴AS_a和短轴AS_b；计算公式为：

作为本实施例的优选实施方式，基于机身边界层高度和主进气道喉道的宽度，获取辅进气道喉道尺寸参数，包括：

基于机身边界层高度，获取辅进气道的喉道高度；

辅进气道喉道宽度与主进气道喉道宽度相同。

作为本实施例的优选实施方式，基于辅进气道的流量，获取辅进气道的AIP截面直径；包括：

由以下等式获取辅进气道的流量m_s：

其中H_S,th为辅进气道的喉道高度；W_S,th为辅进气道的喉道宽度；U(y)为辅进气道进口处边界层速度分布函数；

由以下等式获取辅进气道的喉道流量平均马赫数

由以下等式获取辅进气道的AIP截面直径D_S,o：

参照图9，所述基于辅进气道上壁面出口与主进气道下壁面出口在纵向不重叠的几何约束，获取所述辅进气道偏距；包括：

基于辅进气道的流量，获取辅进气道的AIP截面直径；

基于主进气道的AIP截面直径、辅进气道的AIP截面直径以及主进气道的偏距，获取辅进气道偏距；

其中，基于主进气道的AIP截面直径、辅进气道的AIP截面直径以及主进气道的偏距，获取辅进气道偏距；包括：

根据以下等式计算辅进气道偏距ΔH_s：

其中ΔH_B为主进气道偏距；D_B,o为主进气道的AIP截面直径；D_S,o为辅进气道的AIP截面直径。

本实施例所提供的分离边界层的抽吸式进气道造型方法，利用中心线结合面积律的造型思路，确定了主进气道和辅进气道的内通道造型方法，通过确定主进气道的喉道面积、主进气道喉道截面形状和尺寸参数、辅进气道的喉道尺寸参数、辅进气道的起始点位置等关键参数，有效提高了设计效率，降低设计难度。

需要说明的是，在比较成熟的推进系统设计流程中，一般的设计思路是为已经设计好的风扇匹配合适的进气道，考虑到本公开中，辅进气道的作用是将边界层的低能流体与主进气道分离，因而辅进气道及辅风扇的需用流量是在辅进气道设计阶段确定的，当辅进气道设计完成时，只需根据已经确定的出口直径及流量设计风扇即可。

实施例二

一种分离边界层的分层式进气道，分层式进气道由实施例一的造型方法确定；分层式进气道包括主进气道、辅进气道、以及连接于主进气道和所辅进气道之间的引流段。

本实施例的原理和效果与实施例一中的基本一致，本实施例通过将进气道分为主进气道和辅进气道，利用辅进气道吸入边界层，减少边界层对主进气道的影响，从而显著降低了主进气道出口的总压损失及畸变度。

本领域的技术人员应当理解，上述实施方式仅仅是为了清楚地说明本公开，而并非是对本公开的范围进行限定。对于所属领域的技术人员而言，在上述公开的基础上还可以做出其它变化或变型，并且这些变化或变型仍处于本公开的范围内。

Claims (9)

1.一种分离边界层的分层式进气道造型方法，其特征在于，所述造型方法包括：

基于多项式函数，分别获得主进气道和辅进气道的中心线分布规律，以及所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面积变化规律；

基于超椭圆指数和所述沿程截面积变化规律，分别获取所述主进气道和所述辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型；

基于所述主进气道和所述辅进气道的所述中心线分布规律、所述沿程截面积变化规律、所述沿程截面造型，获取所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型；

基于所述主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定所述主进气道的喉道面积；

基于所述主进气道喉道截面的超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取所述主进气道喉道截面形状和尺寸参数；

基于半椭圆造型，获取用于连接所述主进气道和辅进气道的引流段的子午面造型；

基于机身边界层高度和所述主进气道喉道的宽度，获取所述辅进气道喉道尺寸参数；

基于所述辅进气道上壁面出口与所述主进气道下壁面出口在纵向不重叠的几何约束，获取所述辅进气道偏距；

基于所述主进气道的喉道面积、所述主进气道喉道截面形状、所述引流段的子午面造型、所述辅进气道的喉道尺寸参数、所述辅进气道偏距、以及所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型，扫掠获取所述分层式进气道造型。

2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述多项式函数为：

f(x)＝k₄x⁴+k₃x³+k₂x²；其中，k₄，k₃，k₂为多项式函数的常数，x为多项式函数的变量；

所述主进气道为扩张通道，所述辅进气道为收缩通道；

所述主进气道和所述辅进气道的中心线分布规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律；

所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面积变化规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律。

3.如权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述基于超椭圆指数和所述沿程截面积变化规律，分别获取所述主进气道和所述辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型，包括：

通过调整所述超椭圆指数，使得所述主进气道和所述辅进气道的截面造型从进口向出口方向，由非圆截面向圆截面过渡；

其中，所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面造型均为：主要由上半超椭圆和下半超椭圆组成的形状；所述沿程截面造型通过以下公式确定：

其中，a为所述上半超椭圆和所述下半超椭圆的长半轴的长度；b为所述上半超椭圆的短半轴的长度；c为所述下半超椭圆的短半轴的长度；e_up为任意沿程截面上半超椭圆指数，e_low为任意沿程截面下半超椭圆指数。

4.如权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述预设参数包括：主进气道长度L_B、偏距ΔH_B、AIP截面直径D_B,o，流量m_B；

所述流量守恒函数如下：

其中，σ_B为预估总压恢复系数；Ma_B,th为主进气道喉道马赫数；Ma_B,o为AIP截面马赫数。

5.如权利要求1所述的方法，其特征在于，

当所述主进气道喉道截面超椭圆指数e_B,th≥5时，所述喉道截面形状为方形；根据设定的所述喉道截面宽高比，获取所述主进气道喉道高度及喉道宽度。

6.如权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述基于半椭圆造型，获取所述引流段的子午面造型；包括，

将所述引流段的子午面造型设定为半椭圆造型，并根据主进气道长度L_B以及设定的无量纲比例k_a和k_b，计算半椭圆长轴AS_a和短轴AS_b；计算公式为：

7.如权利要求1所述的方法，其特征在于，

所述基于所述辅进气道上壁面出口与所述主进气道下壁面出口在纵向不重叠的几何约束，获取所述辅进气道偏距；包括：

基于所述辅进气道的流量，获取所述辅进气道的AIP截面直径；

基于所述主进气道的AIP截面直径、所述辅进气道的AIP截面直径以及所述主进气道的偏距，获取所述辅进气道偏距；

所述基于所述辅进气道的流量，获取所述辅进气道的AIP截面直径；包括：

由以下等式获取所述辅进气道的流量m_s：

其中H_S,th为辅进气道的喉道高度；W_S,th为辅进气道的喉道宽度；U(y)为辅进气道进口处边界层速度分布函数；

由以下等式获取所述辅进气道的喉道流量平均马赫数

由以下等式获取所述辅进气道的AIP截面直径D_S,o：

8.如权利要求7所述的方法，其特征在于，

所述基于所述主进气道的AIP截面直径、所述辅进气道的AIP截面直径以及所述主进气道的偏距，获取所述辅进气道偏距；包括：

根据以下等式计算所述辅进气道偏距ΔH_S：

其中ΔH_B为所述主进气道偏距；D_B,o为所述主进气道的AIP截面直径；D_s,o为所述辅进气道的AIP截面直径。

9.一种分离边界层的分层式进气道，其特征在于，所述分层式进气道由权利要求1-8任一项所述的分离边界层的分层式进气道造型方法确定；

所述分层式进气道包括主进气道、辅进气道、以及连接于所述主进气道和所辅进气道之间的引流段。

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