CN115659705A - 一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道 - Google Patents

一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道 Download PDF

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Abstract

本发明属于飞机发动机技术领域，公开了一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道。设计方法从进气道中心线形状、面积律变化和横截面形状三个部分展开设计。首先，在确定控制参数后，采用光顺优化参数曲线构造控制参数的变化规律；然后，基于DOE方法和数值计算进行进气道性能计算与分析，结合视线遮挡准则进行优选。高隐身进气道采用背部进气，入口为半椭圆，进气道中心线由2段光顺优化参数曲线构造，面积律由1段光顺优化参数曲线构造，截面形状由2段半椭圆曲线构造，且半椭圆的短半轴由2段光顺优化参数曲线构造，唇口由入口向前沿伸。设计方法和高隐身进气道既可以对进气道进行全局性变化和控制，同时又能显著减少样本点。

Description

一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道
技术领域
本发明属于飞机发动机技术领域，具体涉及一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道。
背景技术
进气道是高隐身飞机的关键技术。对于非隐身飞机，进气道所产生的正向雷达散射面积占全机60%以上，对于隐身飞机也是如此。因此，提升飞机隐身性能的关键在于进气道设计。传统的技术途径包括：通过机身遮挡进气口（如背部进气）、通过S弯进气道实现发动机视线遮挡等。目前，比较前沿的技术是结合背部进气和高隐身S弯进气道的技术。但是，对于这类进气道，由于要吸入背部低能流动，同时进气道曲率较大，导致进气道性能较差，设计难度较大。设计实践表明，这种进气道的性能很难有主导参数，即对进气道性能没有明确的规律性，通过不同参数的组合也可以提升性能，但是使用常规梯度优化方法、伴随优化方法等容易陷入局部最优状态，且生成的曲面可能出现奇怪的造型结果。而常规隐身进气道变截面设计方法，为了减少工作量，对截面形状进行必要的约束，进气道中心线和面积律大多数基于分布式二次、三次、四次多项式曲线构造，截面造型约束多、变形不灵活，不能实现多参数、宽范围优选。这两个不足使得高隐身进气道的优化设计一直以工程经验为主，通过局部修正来提升气动性能，效率低，实际效果不好。
当前，继续发展一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道。
发明内容
本发明的所要解决的一个技术问题是突破常规设计方法的局限，提出一种全参数化高隐身进气道设计方法，解决传统设计方法在建模灵活性、优化工程量、容易陷入局部最优的矛盾，显著提升进气道的设计效率和气动性能。本发明的所要解决的另一个技术问题是为高隐身飞机提供一种使用全参数化高隐身进气道设计方法生成的高隐身进气道。
本发明的全参数化高隐身进气道设计方法，包括以下步骤：
S10.根据给定的飞行条件，从进气道或者发动机匹配要求出发，确定入口位置、入口形状和出口位置，入口是进气道的喉道，出口是进气道与发动机的气动交界面；按照右手定则，气流方向坐标为x，纵向向上坐标为y，横向方向坐标为z；
S20.根据入口位置和出口位置约束，分段设计进气道中心线和面积律，进气道中心线和面积律分段数量相等或者不等，记第i段进气道中心线的表达式为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
为进气道中心线控制参数；记第j段面积律的表达式为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
为面积律控制参数；对于双S弯进气道，进气道中心线分为2段，每段代表1个S弯流道，面积律为1段；
S30.沿进气道中心线设置控制点，在控制点法向平面插入过渡截面，过渡截面曲线封闭，沿周向将过渡截面曲线分为若干段，第k段过渡截面曲线公式为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
，确定
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
沿气流方向的变化规律：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE014
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE016
为截面控制参数，
Figure 531063DEST_PATH_IMAGE012
沿气流方向分为1段或若干段，第m段为：
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE018
；对于双S弯进气道，截面控制参数
Figure 979362DEST_PATH_IMAGE016
沿气流方向不分段，或者将对应进气道中心线分为2段；
S40.分析进气道中心线形状、面积律、截面变化律对出口视角的影响，根据进气道出口全视线遮挡原则和面积约束，确定进气道中心线控制参数
Figure 759099DEST_PATH_IMAGE004
、面积律控制参数
Figure 685467DEST_PATH_IMAGE008
、截面控制参数
Figure 499839DEST_PATH_IMAGE016
的范围；
S50.在给定控制参数范围内，采用DOE方法生成进气道中心线控制参数
Figure 322302DEST_PATH_IMAGE004
、面积律控制参数
Figure 120493DEST_PATH_IMAGE008
、截面控制参数
Figure 319394DEST_PATH_IMAGE016
的随机正交样本组合，每个参数组合对应生成进气道三维曲面模型；
S60.针对所生成的进气道三维曲面模型，进气道入口向前延伸一倍出口直径距离并设置入口总温、总压边界条件，进气道出口向后延伸一倍出口直径距离并设定换算流量边界条件，开展数值计算，获得各个进气道三维曲面模型的气动性能参数；
S70.在所有模型的计算结果中，从满足飞机总体约束的进气道三维曲面模型中选择流场符合要求的方案开展流场结构分析，并以流场符合要求的方案的参数为基点，缩小控制参数的变化范围，重复步骤S50~步骤S60，直至气动性能和流场特性满足设计需要。
进一步地，所述的步骤S10的飞行条件为飞机的巡航速度、巡航高度，进气道或者发动机匹配要求为对应于飞行条件的进气道流量。
进一步地，所述的步骤S20的进气道中心线使用光顺优化参数曲线构造，进气道中心线控制参数为光滑优化参数曲线的起点切线方向
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE020
、终点切线方向
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE022
、与坐标轴所围面积
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE024
、分段点坐标
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE026
，即
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE028
；当进气道中心线为多段时，连接点处的切线方向保持一致，即
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE030
；起点切线方向由入口切线方向确定，终点切线方向为发动机安装轴线方向；对于进气道中心线分为2段，起点和终点切向方向为0，控制参数简化为
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE032
。
进一步地，所述的步骤S20的面积律使用光顺优化参数曲线构造，起始值为1，终值为进气道出口面积与进口面积之比
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE034
，控制参数为每段光顺优化参数曲线与坐标轴所围面积
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE036
和终值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE038
，光顺优化样条曲线的起点切线方向、终点切线方向为水平，即在设计时保持不变，控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE040
；对于面积律为1段，控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE042
。
进一步地，所述的步骤S10中的入口形状和步骤S30中的过渡截面形状均采用2段半椭圆曲线构造，2段半椭圆曲线的长半轴相等，截面形状控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE044
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE046
分别为两段半椭圆的短半轴
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE050
，长半轴根据过渡截面的面积和短半轴
Figure 676688DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 201210DEST_PATH_IMAGE050
确定，步骤S30中的
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE052
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE054
，短半轴
Figure 486698DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 223710DEST_PATH_IMAGE050
使用光顺优化参数曲线构造，沿气流方向第
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE056
段曲线起点切线方向、终点切线方向均为水平，通过改变坐标轴所围面积
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE058
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE060
和终值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE062
、
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE064
改变截面控制参数，使得控制参数
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE066
，
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE068
；首先选择截面控制参数分段数与进气道中心线分段数一致。
进一步地，所述的步骤S70中的气动性能参数包括总压恢复系数和稳态总压畸变指数；流场结构分析是确定进气道弯拐处的流动分离、边界层堆积、在进气道出口的旋流。
本发明的高隐身进气道，具有以下特点：
a.进气道入口位于机身背部，入口形状为半椭圆，进气道纵向偏移量
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE070
为出口直径的0~1倍，面积扩张比
Figure 91303DEST_PATH_IMAGE034
为1.05-1.35；
b.过渡截面曲线沿周向采用2段半椭圆曲线构造，下段椭圆的长半轴与上段椭圆相等，下段椭圆与上段椭圆的交接处做倒圆处理，长半轴通过截面面积和短半轴
Figure 52306DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 293931DEST_PATH_IMAGE050
计算获得；
c.进气道中心线沿流向采用2段光顺优化参数曲线构造，面积律沿流向采用1段光顺优化曲线构造，过渡截面的短半轴
Figure 569055DEST_PATH_IMAGE048
、
Figure 491487DEST_PATH_IMAGE050
沿流向采用2段光顺优化参数曲线构造；过渡截面和进气道中心线分段点一致，即均在
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE072
分段；所有光顺优化参数曲线的起点斜率和终点斜率均为0；
d.进气道唇口从进气道入口直接向前延伸，从正向看形成近似椭圆形入口，从俯视图看形成后掠三角形入口，其中后掠角与另一侧机翼的前缘后掠角相等。
需要说明的是，本发明中所采用的光顺优化参数曲线，是一种曲线设计方法，具体参见J Mar Sci Technol(2012:17)《Hydrodynamic hull form optimization usingparametric models》一文。
本发明的全参数化高隐身进气道设计方法既可以对进气道进行全局性变化和控制，同时又能显著减少样本点。与传统的多项式曲线相比，采用光顺优化曲线可以获得更大的设计空间并优选出更好性能的设计方案。对于长径比为3.5的双S弯的高隐身进气道设计表明，采用本发明的方法，可以通过12个控制参数实现进气道全局设计，通过两轮各40个样本的计算，即总计80个样本，就完成了性能优化设计，所设计的进气道内部无明显流动分离，第一弯道流动分离得到抑制，第二弯道的流动分离减弱为边界层堆积，进气道总压恢复系数达到了0.978。针对某隐身飞翼开展进气道和唇口设计，将本发明的全参数化高隐身进气道设计方法获得的高隐身进气道应用于该隐身飞翼，进气道总压恢复系数依然达到0.97。设计实践表明，本发明的全参数化高隐身进气道设计方法也可以用于双向偏移进气道设计，只需将截面进行预旋即可；本发明的全参数化高隐身进气道设计方法也可以用于椭圆进气口的隐身进气道设计。
附图说明
图1为典型进气道示意图；
图2为本发明的全参数化高隐身进气道设计方法的流程图；
图3为不同面积的光顺优化参数曲线示意图；
图4为本发明的高隐身进气道示意图；
图5为本发明的高隐身进气道俯视图。
图中，1.进气道入口；2.进气道出口；3.进气道中心线；4.进气道过渡截面；21.右机翼前缘；22.左机翼前缘；11.为右唇口；12.为左唇口。
其中，图3中的光顺优化曲线对x轴和y轴进行了归一化处理，曲线前后端点的切线方向为水平，即斜率为0；图3中的光顺优化曲线上的数字为曲线与x轴所围面积，poly1、poly2和poly3是传统进气道中心线和面积律的多项式构造曲线。
具体实施方式
下面结合附图和实施例详细说明本发明。
实施例1
如图1所示，通过控制进气道中心线、面积律、截面形状来改变进气道的形状。
采用如图2所示的流程。将进气道中心线分为2段，第一段为第一S弯进气道，第二段为第二S弯进气道，两段连接点处于进气道最大偏移位置。具体设计过程如下：
根据给定的飞行条件，从进气道或者发动机匹配要求出发，确定入口位置、入口形状、出口位置，入口是进气道的喉道，出口是指进气道与发动机的气动交界面，按照右手定则，以气流方向为x向，以纵向向上为y向，以横向方向为z向；通过入口位置和出口位置确定了进气道总的偏移量；
采用如图3所示的光顺优化参数曲线来构造进气道中心线，其中，第一段的控制参数为面积（1个）、第一段终点坐标（2个），第二段控制参数为面积（1个），第二段起点坐标与第一段的终点坐标相等，第二段的终点坐标与进气道出口的圆心相等。总的进气道中心线控制参数a共计4个变量；
采用光顺优化参数曲线来构造面积律，面积律不分段，起点和终点的切线方向为水平，其控制参数为面积（1个）和扩张比
Figure 826653DEST_PATH_IMAGE034
（1个）；总的面积控制参数c共计2个；
中截面采用2段半椭圆曲线构造，上、下2个半椭圆的长半轴相等，短半轴b1和b2采用光顺优化参数曲线来构造，b1和b2沿流向分为两段，分段点与进气道中心线分段点一致，起点和终点的切线方向为水平，b1的控制参数有2个：面积（2个）、第一段终点值（1个），b2的控制参数有2个：面积（2个）、第一段终点值（1个）；截面控制参数e共计6个。
在满足进气道出口视线遮挡要求下，得到上述12个参数的大致变化范围，采用基于Sobol的DOE方法获得随机正交样本组合，生成各个样本的三维曲面，进气道入口向前延伸1倍出口距离，进气道出口向后延伸1倍出距离，开展内流道数值计算。得到结果后进行优选，并缩小选择范围，再次生成随机正交样本，重复开展数值计算和结果优选，直至满足设计要求。
采用以上流程设计的进气道，进气道长径比为3.5，径向偏移量为出口直径的0.3倍，面积扩张比
Figure 86733DEST_PATH_IMAGE034
为1.15。将该高隐身进气道安装在飞翼无人机上，如图4和图5所示，从半椭圆入口向前延展生成近似三角形唇口，从俯视图看进气道唇口与对侧机翼的前缘平行。
实施例2
实施例2与实施例1基本一致，只是面积律分2段，分段点与进气道中心线一致，两段连接点的切线方向为0，面积律控制参数为3个，总的控制参数为13个。采用图2流程设计的高隐身进气道长径比为3.0，径向偏移量为出口直径的0.6倍，面积扩张比
Figure 165548DEST_PATH_IMAGE034
为1.2。将该高隐身进气道安装在飞翼无人机上，外形不变，如图4和图5所示，从半椭圆入口向前延展生成近似三角形唇口，从俯视图看进气道唇口与对侧机翼的前缘平行。
实施例3
实施例3与实施例1基本一致，只是截面形状沿周向分为3段，均采用椭圆曲线过渡。总的截面控制参数为9个，总的控制参数为15个。采用图2流程设计的高隐身进气道长径比为3.0，径向偏移量为出口直径的0.4倍，面积扩张比
Figure 663525DEST_PATH_IMAGE034
为1.15。将该高隐身进气道安装在飞翼无人机上，外形不变，如图4和图5所示，从半椭圆入口向前延展生成近似三角形唇口，从俯视图看进气道唇口与对侧机翼的前缘平行。

Claims (7)

1.一种全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
S10.根据给定的飞行条件，从进气道或者发动机匹配要求出发，确定入口位置、入口形状和出口位置，入口是进气道的喉道，出口是进气道与发动机的气动交界面；按照右手定则，气流方向坐标为
Figure DEST_PATH_IMAGE002
，纵向向上坐标为
Figure DEST_PATH_IMAGE004
，横向方向坐标为
Figure DEST_PATH_IMAGE006
；
S20.根据入口位置和出口位置约束，分段设计进气道中心线和面积律，进气道中心线和面积律分段数量相等或者不等，记第i段进气道中心线的表达式为
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，
Figure DEST_PATH_IMAGE010
为进气道中心线控制参数；记第j段面积律的表达式为
Figure DEST_PATH_IMAGE012
，
Figure DEST_PATH_IMAGE014
为面积律控制参数；对于双S弯进气道，进气道中心线分为2段，每段代表1个S弯流道，面积律为1段；
S30.沿进气道中心线设置控制点，在控制点法向平面插入过渡截面，过渡截面曲线封闭，沿周向将过渡截面曲线分为若干段，第k段过渡截面曲线公式为
Figure DEST_PATH_IMAGE016
，确定
Figure DEST_PATH_IMAGE018
沿气流方向的变化规律：
Figure DEST_PATH_IMAGE020
，
Figure DEST_PATH_IMAGE022
为截面控制参数，
Figure 643261DEST_PATH_IMAGE018
沿气流方向分为1段或若干段，第m段为：
Figure DEST_PATH_IMAGE024
；对于双S弯进气道，截面控制参数
Figure 498085DEST_PATH_IMAGE022
沿气流方向不分段，或者将对应进气道中心线分为2段；
S40.分析进气道中心线形状、面积律、截面变化律对出口视角的影响，根据进气道出口全视线遮挡原则和面积约束，确定进气道中心线控制参数
Figure 543401DEST_PATH_IMAGE010
、面积律控制参数
Figure 843670DEST_PATH_IMAGE014
、截面控制参数
Figure 189201DEST_PATH_IMAGE022
的范围；
S50.在给定控制参数范围内，采用DOE方法生成进气道中心线控制参数
Figure 418188DEST_PATH_IMAGE010
、面积律控制参数
Figure 357325DEST_PATH_IMAGE014
、截面控制参数
Figure 821805DEST_PATH_IMAGE022
的随机正交样本组合，每个参数组合对应生成进气道三维曲面模型；
S60.针对所生成的进气道三维曲面模型，进气道入口向前延伸一倍出口直径距离并设置入口总温、总压边界条件，进气道出口向后延伸一倍出口直径距离并设定换算流量边界条件，开展数值计算，获得各个进气道三维曲面模型的气动性能参数；
S70.在所有模型的计算结果中，从满足飞机总体约束的进气道三维曲面模型中选择流场符合要求的方案开展流场结构分析，并以流场符合要求的方案的参数为基点，缩小控制参数的变化范围，重复S50~S60，直至气动性能和流场特性满足设计需要。
2.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S10的飞行条件为飞机的巡航速度、巡航高度，进气道或者发动机匹配要求为对应于飞行条件的进气道流量。
3.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S20的进气道中心线使用光顺优化参数曲线构造，进气道中心线控制参数为光滑优化参数曲线的起点切线方向
Figure DEST_PATH_IMAGE026
、终点切线方向
Figure DEST_PATH_IMAGE028
、与坐标轴所围面积
Figure DEST_PATH_IMAGE030
、分段点坐标
Figure DEST_PATH_IMAGE032
，即
Figure DEST_PATH_IMAGE034
；当进气道中心线为多段时，连接点处的切线方向保持一致，即
Figure DEST_PATH_IMAGE036
；起点切线方向由入口切线方向确定，终点切线方向为发动机安装轴线方向；对于进气道中心线分为2段，起点和终点切向方向为0，控制参数简化为
Figure DEST_PATH_IMAGE038
。
4.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S20的面积律使用光顺优化参数曲线构造，起始值为1，终值为进气道出口面积与进口面积之比
Figure DEST_PATH_IMAGE040
，控制参数为每段光顺优化参数曲线与坐标轴所围面积
Figure DEST_PATH_IMAGE042
和终值
Figure DEST_PATH_IMAGE044
，光顺优化样条曲线的起点切线方向、终点切线方向为水平，即在设计时保持不变，控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE046
；对于面积律为1段，控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE048
。
5.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S10中的入口形状和S30中的过渡截面形状均采用2段半椭圆曲线构造，2段半椭圆曲线的长半轴相等，截面形状控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE050
、
Figure DEST_PATH_IMAGE052
分别为两段半椭圆的短半轴
Figure DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure DEST_PATH_IMAGE056
，长半轴根据过渡截面的面积和短半轴
Figure 726569DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure 985512DEST_PATH_IMAGE056
确定，S30中的
Figure DEST_PATH_IMAGE058
Figure DEST_PATH_IMAGE060
，短半轴
Figure 208683DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure 865403DEST_PATH_IMAGE056
使用光顺优化参数曲线构造，沿气流方向第
Figure DEST_PATH_IMAGE062
段曲线起点切线方向、终点切线方向均为水平，通过改变坐标轴所围面积
Figure DEST_PATH_IMAGE064
、
Figure DEST_PATH_IMAGE066
和终值
Figure DEST_PATH_IMAGE068
、
Figure DEST_PATH_IMAGE070
改变截面控制参数，使得控制参数
Figure DEST_PATH_IMAGE072
，
Figure DEST_PATH_IMAGE074
；首先选择截面控制参数分段数与进气道中心线分段数一致。
6.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S70中的气动性能参数包括总压恢复系数和稳态总压畸变指数；流场结构分析是确定进气道弯拐处的流动分离、边界层堆积、在进气道出口的旋流。
7.一种高隐身进气道，其根据权利要求1~6中的任意一种所述的全参数化高隐身进气道设计方法获得，其特征在于，所述的隐身进气道具有以下特点：
a.进气道入口位于机身背部，入口形状为半椭圆，进气道纵向偏移量
Figure DEST_PATH_IMAGE076
为出口直径的0~1倍，面积扩张比
Figure 903635DEST_PATH_IMAGE040
为1.05-1.35；
b.过渡截面曲线沿周向采用2段半椭圆曲线构造，下段椭圆的长半轴与上段椭圆相等，下段椭圆与上段椭圆的交接处做倒圆处理，长半轴通过截面面积和短半轴
Figure 740004DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure 512788DEST_PATH_IMAGE056
计算获得；
c.进气道中心线沿流向采用2段光顺优化参数曲线构造，面积律沿流向采用1段光顺优化曲线构造，过渡截面的短半轴
Figure 460015DEST_PATH_IMAGE054
、
Figure 634645DEST_PATH_IMAGE056
沿流向采用2段光顺优化参数曲线构造；过渡截面和进气道中心线分段点一致，即均在
Figure DEST_PATH_IMAGE078
分段；所有光顺优化参数曲线的起点斜率和终点斜率均为0；
d.进气道唇口从进气道入口直接向前延伸，从正向看形成近似椭圆形入口，从俯视图看形成后掠三角形入口，其中后掠角与另一侧机翼的前缘后掠角相等。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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