CN113120244A - 一种提高背负式并列双发双s弯进气道性能的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞机进气道设计技术领域，公开了一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，包括进气口位置设计、前罩角设计、进气口形状设计、进气道中心线设计、进气道面积变化率设计，其中所述进气口位置设计在机身长度的60%~65%，本发明通过对进气道各项设计要点进行优化，特别是对进气口位置进行优化设计，使得本发明具有兼顾进气道总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的优点。

Description

一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法

技术领域

本发明涉及飞机进气道设计技术领域，具体的说，是一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法。

背景技术

进气道是提供发动机所需空气流量的部件，进气道性能的好坏决定了发动机进口空气的流场品质，从而影响发动机的工作安全性，因此，良好的进气道性能是保证飞机飞行安全的关键。近年来，随着战场环境的日益复杂，为了提升飞机生存能力，对隐身性能的要求越来越高，而进气道是飞机前向的三大强散射源之一，背负式、S弯通过机身遮挡及电磁波在进气道内的多次反射后减少回波实现了雷达散射截面的缩减，因此该型进气道成为了新一代隐身飞机进气道的主要特征，同时，为了提升飞行安全，配装双发设计越来越重要，所以并列双发双S弯进气道将成为未来飞机进气道设计的一个重要方向。

在进气道研制中发现，背负式进气道虽然可以提高飞机隐身性能，但进气口位置设计不好，给高性能的进气道设计及加工也会带来一定的难度，当进气口位置靠后时，即进气道内管道越短，气流进入进气口后偏转越急、畸变指数越大，进气道吸入较多的机身低能附面层气流，从而使进气道性能降低，当进气道位置靠前时，即进气道内管道较长，进气道总压损失越大，总压恢复系数越低，从而使进气道加工较为困难，其结构强度也难以保证，因此进气口位置选择必须合理才能确保总压恢复系数和稳态畸变指数满足设计要求。除此之外，还需要优化进气道各项参数设计要点(例如前罩角、唇口形状、进气道中心线、进气道面积变化率等)，以整体提高进气道的性能。

发明内容

本发明的目的在于提供一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，具有兼顾进气道总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的效果。

本发明通过下述技术方案实现：一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，包括进气口位置设计、前罩角设计、进气口形状设计、进气道中心线设计、进气道面积变化率设计；其中，

所述进气口位置设计在机身长度的60％～65％。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述前罩角设计包括对前罩角的倾角设计，前罩角与竖直平面的夹角为α，α＝10°～20°。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述进气口形状设计包括进气口内剖面形状设计和进气口外剖面形状设计，进气口内剖面型线采用NACA-1-81-100翼型，进气口外剖面形状采用NACA0024翼型。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述进气道中心线设计包括对两个进气道中心线的形状设计，两进气道中心线形状在纵向和横向均呈S弯，进气道中心线设计参照如下方程式：

其中，A＝-111.4、B＝-216.9、C＝-106.5，y为进气道中心线的纵坐标、Δy为进气道中心线的纵向偏距、x为进气道中心线的横坐标，L为进气道的长度。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述进气道面积变化率设计参照如下方程式：

其中，A＝-111.4，D＝3.25、E＝2.25，L为进气道的长度、A1为进气道进口面积、A2为进气道出口面积、A为进气道内截面面积。

为了更好的实现本发明，进一步地，在进气道出口处设计等直段，等直段长度为进气道长度的5％～10％。

为了更好的实现本发明，进一步地，在前罩角底部设有隔道，所述隔道位于两进气口底部的中间，所述隔道连接有通风冷却通道。

为了更好的实现本发明，进一步地，所述隔道高度高于机身附面层高度的10％。

为了更好的实现本发明，进一步地，在所述隔道两侧均设有附面层泄除通道，两附面层泄除通道的出口分别位于进气道的两侧。

本发明与现有技术相比，具有以下优点及有益效果：

(1)通过合理的进气口位置设计，保证了进气口前方不至于堆积较厚的机身附面层低能气流外，兼顾了合理的进气道长度，从而避免了进气道吸入较多的附面层低能气流及过长的进气道导致进气道出口总压损失及畸变严重，同时，降低了进气道加工难度，并且在确保进气道结构强度的同时，减轻了结构重量，具有兼顾进气道总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的效果。

(2)对前罩角设计进行了优化，使前罩角具有合适的倾角，从而实现在确保进气道性能不降低的同时，还兼顾隐身性能。

(3)对进气口形状设计进行了优化，采用了适用于该飞机速度域范围内的翼型曲率变化设计，即进气口内剖面型线采用NACA-1-81-100翼型，进气口外剖面形状采用NACA0024翼型，利用翼型变化规律进行进气口内外剖面形状设计，从而确保整个飞行包线范围内，进气口边缘处气流不出现分离现象，以保证飞机具有较优的气动性能及进气道性能。

(4)通过对进气道中心线设计和进气道面积变化率设计的优化，保证了在巡航设计速度下气流流经内管道后的出口马赫数与发动机进口马赫数要求相匹配，同时确保了气流在管道内部偏转时不出现分离及回流现象，这可以使整个飞行包线范围内进气道性能变化较为稳定。

(5)通过一定长度的等直段设计，对进气道内管道偏转的气流进行整流，这可以极大程度提高进气道总压恢复性能、降低畸变，从而提升飞机进/发匹配安全性。

(6)在附面层上设计隔道，隔道设计“以抽吸为主、尖劈为辅”的方案，即在隔道的中央设计有发动机的通风冷却通道，利用发动机的尾喷流进行引射抽吸，将机身附面层低能气流导入发动机舱，既可以实现避免低能气流吸入进气道而使进气道性能降低，又可以利用其对发电机进行冷却，达到了一举两得的效果。

(7)在机身两侧设计有附面层的附面层泄除通道，将剩余的附面层低能气流从机身两侧排除，本发明的附面层附面层泄除通道，不但能够有效排除机身附面层低能气流，而且不必为发电机的冷却单独开设“猫耳朵”，所以，发动机推力几乎不会降低，并且对飞机的隐身性能影响也比较小。

(8)本发明通过对进气道进行全面优化设计，这些设计保证了整个飞行包线范围内进气道具有较高的总压损失及较低的畸变，同时兼顾了由于进气道带来的飞机气动阻力最小，并且充分利用了附面层内不必要的低能气动对发动机舱进行冷却，实现了进气道与发动机性能的共同提升，同时达到了一个多种用途的效果，本发明方法简单、实用性好、可靠性高、不增加结构复杂性，具有较大的推广应用价值。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。本发明所有构思创新应视为所公开内容和本发明保护范围。

图1为本发明设计的一种背负式并列双发双S弯进气道的整体结构示意图；

图2为背负式并列双发双S弯进气道的另一视角结构示意图；

图3为背负式并列双发双S弯进气道省略两进气道后的结构示意图；

图4为进气口位置和前罩角设计示意图；

图5为进气口内外剖面形状设计示意图；

图6为进气道中心线和横截面积变化设计示意图；

图7为进气道等直段设计示意图；

图8为低速总压恢复系数曲线图；

图9为低速综合畸变指数曲线；

图10为高速总压恢复系数曲线；

图11为高速综合畸变指数曲线。

其中：1-进气道，2-前罩角，3-等直段，4-机身，5-隔道，6-通风冷却通道，7-附面层泄除通道。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、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清楚、完整地描述，显然，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。通常在此处附图中描述和出示的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动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。

实施例1：

本实施例的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，如图1-4所示，所述进气道1采用并列的两个，进气道1前端连接有前罩角2，前罩角2前端边缘即为进气口，其设计方法包括进气口位置设计、前罩角2设计、进气口形状设计、进气道1中心线设计、进气道1面积变化率设计；其中，所述进气口位置设计在机身4长度的60％～65％。

本发明对进气道1各项设计要点进行优化，特别是对进气口位置进行优化设计，通过合理的进气口位置设计，保证了进气口前方不至于堆积较厚的机身4附面层低能气流外，兼顾了合理的进气道1长度，从而避免了进气道1吸入较多的附面层低能气流及过长的进气道1导致进气道1出口总压损失及畸变严重，同时，降低了进气道1加工难度，并且在确保进气道1结构强度的同时，减轻了结构重量，具有兼顾进气道1总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的效果。

通过仿真分析及风洞试验，进气道1位置设计在机身4长度的60％～65％较为合适，在本发明实施例中，进气口位置设计在机身4长度的63％为优选方案，风洞试验结果表明，整个飞行包线范围内，进气道1总压恢复系数大于0.95、综合畸变指数小于4.5％，实现兼顾进气道1总压恢复系数和稳态畸变指数等性能的作用。

实施例2：

本实施例在实施例1的基础上做进一步优化，如图1-4所示，所述前罩角2设计包括对前罩角2的倾角设计，前罩角2与竖直平面的夹角为α，α＝10°～20°，这里设计中等偏小的前罩角2，在满足减小雷达散射截面(RCS)的同时，保证进气道1性能不降低，从而实现在确保进气道1性能不降低的同时，还兼顾隐身性能，这里α优选为15°。

本实施例的其他部分与实施例1相同，故不再赘述。

实施例3：

本实施例在上述实施例2的基础上做进一步优化，如图1-5所示，所述进气口形状设计包括进气口内剖面形状设计和进气口外剖面形状设计，进气口内剖面型线采用NACA-1-81-100翼型，进气口外剖面形状采用NACA0024翼型。

本实施例采用了适用于该飞机速度域范围内的翼型曲率变化设计，即进气口内剖面型线采用NACA-1-81-100翼型，进气口外剖面形状采用NACA0024翼型，利用翼型变化规律进行进气口内外剖面形状设计，从而确保整个飞行包线范围内，进气口边缘处气流不出现分离现象，以保证飞机具有较优的气动性能及进气道1性能。

需要说明的是，这里进气口即前罩角2前端边缘，本领域也称唇口，NACA-1-81-100翼型和NACA0024翼型均为层流翼型之一，其具体结构为现有技术，这里不再赘述。

本实施例的其他部分与上述实施例2相同，故不再赘述。

实施例4：

本实施例在上述实施例3的基础上做进一步优化，如图1、图2和图6所示，所述进气道1中心线设计包括对两个进气道1中心线的形状设计，两进气道1中心线形状在纵向和横向均呈S弯，进气道1中心线设计参照如下方程式：

其中，A＝-111.4、B＝-216.9、C＝-106.5，y为进气道1中心线的纵坐标、Δy为进气道1中心线的纵向偏距、x为进气道1中心线的横坐标，L为进气道1的长度。

同时，所述进气道1面积变化率设计参照如下方程式：

其中，A＝-111.4，D＝3.25、E＝2.25，L为进气道1的长度、A1为进气道1进口面积、A2为进气道1出口面积、A为进气道1内截面面积。

并列双发双S弯进气道1两个进气口间距非常小，入口气流相互耦合、相互影响，且由于两台发动机的间距比两个进气口间距大很多，所以两个进气道1的中心线在纵向和横向均呈S弯，但这种进气口气流耦合严重、形状变化较为复杂的进气道1内部流动极其不稳定，气流容易分离，设计不好会造成进气道1出口总压损失和畸变严重。因此本实施例设计了“缓急相当”的进气道1内管道中心线及面积率分布规律，保证了在巡航设计速度下气流流经内管道后的出口马赫数与发动机进口马赫数要求相匹配，同时确保了气流在管道内部偏转时不出现分离及回流现象，这可以使整个飞行包线范围内进气道1性能变化较为稳定。

本实施例的其他部分与上述实施例3相同，故不再赘述。

实施例5：

本实施例在上述实施例4基础上做进一步优化，如图1和图7所示，在进气道1出口处设计等直段3，等直段3长度为进气道1长度的5％～10％。

进入进气道1内部的气流随双S弯进气道的弯曲而发生偏转，此时流动极不稳定，从而导致进气道1性能较低，因此，为了提供进气道1总压恢复性能、降低畸变，在进气道1出口设计内管道长度5％～10％的等直段3来实现对内管道偏转气流的整流，这可以极大程度提高进气道1总压恢复性能、降低畸变，从而提升飞机进/发匹配安全性，在本实施例中，等直段3设计优选为进气道1内管道长度的7.5％。

本实施例的其他部分与上述实施例4相同，故不再赘述。

实施例6：

本实施例在上述实施例5基础上做进一步优化，如图1-3所示，在前罩角2底部设有隔道5，所述隔道5位于两进气口底部的中间，所述隔道5连接有通风冷却通道6，所述隔道5高度高于机身4附面层高度的10％。

在所述隔道5两侧均设有附面层泄除通道7，两附面层泄除通道7的出口分别位于进气道1的两侧。

本实施例中，隔道5设计“以抽吸为主、尖劈为辅”的方案，即在隔道5的中央设计有发动机的通风冷却通道6，利用发动机的尾喷流进行引射抽吸，将机身4附面层低能气流导入发动机舱，既可以实现避免低能气流吸入进气道1而使进气道1性能降低，又可以利用其对发电机进行冷却，达到了一举两得的效果。同时，在机身4两侧设计有附面层泄除通道7，将剩余的附面层低能气流从机身4两侧排除，本发明的附面层附面层泄除通道7，不但能够有效排除机身4附面层低能气流，而且不必为发电机的冷却单独开设“猫耳朵”，所以，发动机推力几乎不会降低，并且对飞机的隐身性能影响也比较小。

需要说明的是，这里进气口除附面层高度约80mm，隔道5高度约88mm，发动机通风冷却通道6长度视发动机需求而定，为了尽量降低隔道5对气动阻力的影响，附面层泄除通道7应尽可能短。

本发明针对背负式并列双发双S弯进气道设计通过一系列的气动手段，包括合适的进气口位置设计、中等偏小的前罩角2设计、基于翼型的进气口内外剖面形状设计、“缓急相当”的进气道1中心线与面积率设计、合理的等直段3设计、“抽吸为主、尖劈为辅”的附面层隔道5设计，这些设计保证了整个飞行包线范围内进气道1具有较高的总压损失及较低的畸变，同时兼顾了由于进气道1带来的飞机气动阻力最小，并且充分利用了附面层内不必要的低能气动对发动机舱进行冷却，实现了进气道1与发动机性能的共同提升，同时达到了一个多种用途的效果。风洞试验结果表明，整个飞行包线范围内，进气道1总压恢复系数大于0.95、综合畸变指数小于4.5％，因此，本发明通过简单的气动设计方法解决了背负式并列双发双S弯进气道1高性能设计难题。本发明方法简单、实用性好、可靠性高、不增加结构复杂性，具有较大的推广应用价值。

下表为通过本发明设计方法得到的进气道与无附面层隔道并列双发双S弯进气道性能仿真结果对比表：

进气道1总压恢复系数为进气道1的压力损失，总压恢复系数越高表示压力损失越小，进气道1的稳态畸变指数代表进入发动机的气流均匀程度，稳态畸变指数越大表示进气道1出气口气流越不均匀，严重时可能会导致发动机喘振或停车，因此，进气道1总压恢复系数越高、稳态畸变指数越低表示进气道1性能越好。从上表可看出，进气口位置设计在60％～65％之内，进气道1性能变化不大，偏离该范围后进气道1性能降低，除此之外，进气道1出口的等直段3长度、附面层泄除通道7都会影响进气道1性能，本发明设计参数状态进气道1性能较优设计参数之外的进气道1性能，且明显好于无附面层隔道的并列双发双S弯进气道1。

图8-11是经过风洞试验结果测出的曲线图，可看出针对设计完成的进气道1外形，通过数值仿真和风洞试验对其气动性能进行了评估和验证，结果表明，在整个飞行包线范围内，进气道1总压恢复系数较高、综合畸变指数较低，进气道1性能优良，并且该设计已应用在云影外贸机中，其多架次的成功飞行结果显示：该进气道1与发动机匹配良好，说明本发明的设计方法实现了背负式并列双发双S弯进气道性能的提高。

以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化，均落入本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，包括进气口位置设计、前罩角(2)设计、进气口形状设计、进气道(1)中心线设计、进气道(1)面积变化率设计；其中，

所述进气口位置设计在机身(4)长度的60％～65％。

2.根据权利要求1所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，所述前罩角(2)设计包括对前罩角(2)的倾角设计，前罩角(2)与竖直平面的夹角为α，α＝10°～20°。

3.根据权利要求2所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，所述进气口形状设计包括进气口内剖面形状设计和进气口外剖面形状设计，进气口内剖面型线采用NACA-1-81-100翼型，进气口外剖面形状采用NACA0024翼型。

4.根据权利要求1所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，所述进气道(1)中心线设计包括对两个进气道(1)中心线的形状设计，两进气道(1)中心线形状在纵向和横向均呈S弯，进气道(1)中心线设计参照如下方程式：

其中，A＝-111.4、B＝-216.9、C＝-106.5，y为进气道(1)中心线的纵坐标、Δy为进气道(1)中心线的纵向偏距、x为进气道(1)中心线的横坐标，L为进气道(1)的长度。

5.根据权利要求4所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，所述进气道(1)面积变化率设计参照如下方程式：

其中，A＝-111.4，D＝3.25、E＝2.25，L为进气道(1)的长度、A1为进气道(1)进口面积、A2为进气道(1)出口面积、A为进气道(1)内截面面积。

6.根据权利要求5所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，在进气道(1)出口处设计等直段(3)，所述等直段(3)长度为进气道(1)长度的5％～10％。

7.根据权利要求6所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，在前罩角(2)底部设有隔道(5)，所述隔道(5)位于两进气口底部的中间，所述隔道(5)连接有通风冷却通道(6)。

8.根据权利要求7所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，所述隔道(5)高度高于机身(4)附面层高度的10％。

9.根据权利要求7或8所述的一种提高背负式并列双发双S弯进气道性能的设计方法，其特征在于，在所述隔道(5)两侧均设有附面层泄除通道(7)，两附面层泄除通道(7)的出口分别位于进气道(1)的两侧。

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