專利名稱：兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，屬于超聲速進(jìn)氣道的技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
超聲速飛行是指馬赫數(shù)大于1的飛行。對于在大氣層內(nèi)飛行的以吸氣式發(fā)動機(jī)為 動力的飛行器(包括飛機(jī)和導(dǎo)彈)來說，進(jìn)氣道是一個(gè)關(guān)鍵部件。進(jìn)氣道的主要作用是以 盡可能小的流動損失為下游提供滿足發(fā)動機(jī)流場品質(zhì)要求的高能氣流。從技術(shù)角度分析， 進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)要求主要有以下幾點(diǎn)①設(shè)計(jì)狀態(tài)下流量捕獲能力強(qiáng)，為推進(jìn)系統(tǒng)提供盡可 能多的流量；②進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)(效率)高，出口氣流畸變?。虎劢Y(jié)構(gòu)上盡可能簡 單，長度短、重量輕；④外部阻力??；⑤在非設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下能正常工作，并滿足飛行馬赫數(shù) 范圍內(nèi)的性能要求。由于氣體粘性的影響，在飛行器表面存在一層向下游逐漸發(fā)展增厚的附面層，和 來流相比，附面層內(nèi)氣流速度低、總壓也低。對于飛行器頭部進(jìn)氣的進(jìn)氣道來說，不存在機(jī) 身附面層的影響。然而對于大多數(shù)飛行器來說，存在飛行器腹部、背部、兩側(cè)等多種進(jìn)氣道 布局方案，進(jìn)氣道的位置往往距頭部有一定距離，因此不可避免地處于機(jī)身附面層的影響 區(qū)域中。在超聲速條件下，還存在著激波與附面層的干擾，容易引發(fā)附面層分離，如果附面 層內(nèi)的低能氣流或發(fā)生分離的氣流被吸入進(jìn)氣道，將會使進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)降低、 流場畸變增大。而進(jìn)氣道出口總壓恢復(fù)系數(shù)每降低1%，發(fā)動機(jī)的推力將降低1.25% 1.5%，流場畸變大，將會使發(fā)動機(jī)性能降低、喘振、甚至熄火。為排除或減小來流附面層 的影響，超聲速進(jìn)氣道一般都采用附面層隔道，即將進(jìn)氣道進(jìn)口抬離飛行器表面一定距離 (一般是當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸鹊?. 7 1. 1倍)。由于附面層隔道增加了飛行器迎風(fēng)面積，因此增大了阻力，而且增加了重量和結(jié) 構(gòu)復(fù)雜性。采用無附面層隔道的超聲速進(jìn)氣道方案設(shè)計(jì)有著減小阻力、降低重量和降低復(fù) 雜性的優(yōu)點(diǎn)，而且有著和附面層隔道相同的排除來流附面層的作用，美國的F-35飛機(jī)和中 國的FC-1 “梟龍”飛機(jī)都采用了無附面層隔道的進(jìn)氣道方案。無隔道進(jìn)氣道排除來流附面 層的功能是由一個(gè)凸起的鼓包壓縮面和進(jìn)氣道唇口共同完成的，其進(jìn)氣道唇口設(shè)計(jì)原則和 其它類型的超聲速進(jìn)氣道唇口一樣。一般來說，不論進(jìn)氣道橫截面形狀如何，其側(cè)視圖(或 俯視圖)中唇口的外形均可以歸納為以下三種①和來流垂直的齊平式(如美國F-16飛 機(jī))；②和來流呈一定角度的單后掠(斜切)式(如美國F-15飛機(jī)，俄羅斯Su-27飛機(jī)等)； ③不規(guī)則外形。F-35飛機(jī)和“梟龍”飛機(jī)在俯視圖中看，其進(jìn)氣道唇口為單級后掠，后掠角 度分別約為45°和30°。從橫向截面來看，進(jìn)氣道兩側(cè)唇口與機(jī)身連接處會形成角區(qū)，角區(qū)易造成附面層 堆積和形成渦，降低進(jìn)氣道出口的流場品質(zhì)。對無隔道進(jìn)氣道來說，由于鼓包型面凸起，角 區(qū)更加狹窄，附面層堆積的問題更加嚴(yán)重。F-35在驗(yàn)證機(jī)階段曾設(shè)計(jì)了“三唇緣”和“四唇 緣”兩種唇口方案，但主要是基于隱身和攻角特性的考慮，并未考慮唇口對改善附面層排除 效果的作用。目前，對超聲速進(jìn)氣道唇口的設(shè)計(jì)，還未有新概念的研究。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的是提供一種可應(yīng)用于無隔道超聲速進(jìn)氣道或其它形式的超聲速進(jìn)氣 道，增強(qiáng)無隔道超聲速進(jìn)氣道排除附面層的效果，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，降低進(jìn)氣道 出口氣流畸變，固定幾何、唇口兩級斜切的超聲速進(jìn)氣道唇口。本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下技術(shù)方案一種兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，機(jī)身的外側(cè)布置進(jìn)氣道鼓包，進(jìn)氣道鼓包外側(cè) 的進(jìn)氣道鼓包壓縮面上相對設(shè)置進(jìn)氣道，進(jìn)氣道靠近進(jìn)氣道鼓包的一端形成外唇口、內(nèi)唇 口、唇口前緣線，超聲速來流在進(jìn)氣道鼓包壓縮面的作用下產(chǎn)生錐形激波，在進(jìn)口前形成正 激波，在正激波上形成第一級斜切唇口，第一級斜切唇口靠近機(jī)身處形成第二級斜切唇口 ； 外唇口、內(nèi)唇口采用四分之一超越橢圓方程<formula>formula see original document page 4</formula>式中，x、y分別為唇口剖面點(diǎn)的坐標(biāo)，a、b分別為超越橢圓的長半軸和短半軸，n為 超越橢圓方程的指數(shù)，2.0。本發(fā)明的外唇口、內(nèi)唇口靠近機(jī)身處唇口厚度大于遠(yuǎn)離機(jī)身處的唇口厚度。本發(fā)明的第一級斜切唇口與正激波平行。本發(fā)明的第一級斜切唇口與垂直超聲速來流方向的夾角為20° ；第二級斜切唇口 與垂直超聲速來流方向的夾角為45°。本發(fā)明沿進(jìn)氣道唇口一周采用變內(nèi)角布置。本發(fā)明采用上述技術(shù)方案，與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)1、利用本發(fā)明的沿進(jìn)氣道唇口一周采用變厚度的超越橢圓方程設(shè)計(jì)，經(jīng)數(shù)值仿真 和風(fēng)洞試驗(yàn)證明具有良好的氣動性能，唇口繞流特性好，氣流不易分離。2、利用本發(fā)明的沿進(jìn)氣道唇口一周采用變內(nèi)角設(shè)計(jì)，能夠滿足進(jìn)氣道的三維設(shè)計(jì) 要求，可以根據(jù)不同位置進(jìn)氣道唇口前的三維流動角來設(shè)計(jì)唇口剖面內(nèi)角，使當(dāng)?shù)貧饬鹘?度與唇口內(nèi)角一致，減小唇口阻力。3、利用本發(fā)明的兩級斜切超聲速進(jìn)氣道唇口，可以使得在進(jìn)口的絕大部分范圍 內(nèi)，唇口角度與進(jìn)口正激波角度一致，激波封口，波后高壓氣流不外泄；在唇口兩側(cè)靠近機(jī) 身的部分，唇口后掠角增大至45°，從而在正激波后形成一個(gè)三角形的泄流通道，使波后形 成少量溢流，這樣可以進(jìn)一步排除鼓包表面未排除干凈的附面層，從而減少進(jìn)口角區(qū)附面 層的堆積，改善進(jìn)口角區(qū)的流動，提高進(jìn)氣道的性能。4、本發(fā)明的兩級斜切超聲速進(jìn)氣道唇口，這種設(shè)計(jì)方案和在進(jìn)氣道唇口側(cè)壁開泄 流槽或泄流孔的作用是一樣的，但是設(shè)計(jì)、加工更簡單，且不影響唇口的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度。


圖1是采用兩級斜切唇口的無隔道超聲速進(jìn)氣道進(jìn)口激波系示意圖。圖2是采用周向變厚度設(shè)計(jì)的進(jìn)氣道唇口前視圖。圖3是進(jìn)氣道唇口剖面內(nèi)角示意圖。圖4是兩級斜切唇口的角度示意圖。
圖中的1表示超聲速來流、2是進(jìn)氣道鼓包壓縮面、3是錐形激波、4是進(jìn)口正激波、 5是唇口內(nèi)型面、6是第一級斜切唇口、7是第二級斜切唇口。8表示外唇口、9是內(nèi)唇口、10 是唇口前緣線、11是飛機(jī)機(jī)身、12是唇口外型面、13是唇口長軸位置、14是進(jìn)氣道軸線方 向、15是進(jìn)氣道喉道。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明將在下面對照附圖給予更全面地說明，各圖中所給出的是本發(fā)明的一個(gè)應(yīng) 用實(shí)例。圖中所標(biāo)注的角度參數(shù)只針對該應(yīng)用實(shí)例。不應(yīng)當(dāng)解釋成本發(fā)明僅局限于在此所 述的應(yīng)用實(shí)例，本發(fā)明可以以許多不同的形式予以實(shí)施。圖1示出一采用兩級斜切唇口的無隔道超聲速進(jìn)氣道進(jìn)口波系和唇口位置示意 圖。超聲速來流1在鼓包壓縮面2的作用下產(chǎn)生錐形激波3，在進(jìn)口前形成正激波4，唇口 內(nèi)表面5與鼓包壓縮面2在進(jìn)口位置的表面傾角一致。第一級斜切唇口 6的后掠角度與正 激波4的角度一致，以保證在進(jìn)口的絕大部分范圍內(nèi)，波后高壓氣流不外泄；在唇口靠近機(jī) 身的部分，唇口后掠角增大至45°，從而在正激波后形成一個(gè)三角形的泄流空間，使波后形 成少量溢流，這樣可以進(jìn)一步排除鼓包表面未排除干凈的附面層，從而減少進(jìn)口角區(qū)附面 層的堆積，改善進(jìn)口角區(qū)的流動，提高進(jìn)氣道的性能。圖2示出進(jìn)氣道唇口前視圖。外唇口 8與內(nèi)唇口 9均采用沿周向變厚度設(shè)計(jì)，唇 口前緣線10與機(jī)身11相交的部位(圖2中兩側(cè)唇口)內(nèi)外唇口均最厚，在遠(yuǎn)離機(jī)身11的 上唇口內(nèi)外唇口均最薄，在兩側(cè)唇口與上唇口之間唇口厚度線性過渡。此外，內(nèi)唇口還采用 了變內(nèi)角設(shè)計(jì)。圖3示出進(jìn)氣道唇口剖面示意圖。內(nèi)唇口 5及外唇口 12均采用四分之一超越橢 圓設(shè)計(jì)，超越橢圓長軸的方向13與進(jìn)氣道軸線方向14成一夾角，該角度即為進(jìn)氣道唇口內(nèi) 角9。由于進(jìn)氣道進(jìn)口前方氣流為三維錐形流動，鼓包壓縮面2為三維曲面，因此在不同周 向位置處當(dāng)?shù)貧饬鹘嵌仁遣煌?，故唇口?nèi)角也應(yīng)相應(yīng)采用變內(nèi)角設(shè)計(jì)，在不同周向位置 處的唇口內(nèi)角根據(jù)當(dāng)?shù)貧饬髁鲃咏谴笮∵M(jìn)行設(shè)計(jì)。具體來說，如果縱向?qū)ΨQ面內(nèi)上部唇口 (圖2上部)的內(nèi)角大小為e”靠近機(jī)身的兩側(cè)唇口(圖2中兩側(cè)唇口)的內(nèi)角為e2，在 兩側(cè)唇口與上唇口之間的唇口內(nèi)角9可按線性過渡實(shí)現(xiàn)沿周向變內(nèi)角設(shè)計(jì)。本應(yīng)用實(shí)例 中ei = 10°，e2 = 5°。9:和02的大小可以根據(jù)三維流場數(shù)值仿真求得唇口前方不 同周向位置處的當(dāng)?shù)貧饬鹘嵌?，也可以參考錐形流理論計(jì)算得出的錐形激波后氣流角的理 論值，一般9工彡02o圖4示出一采用兩級斜切唇口的無隔道超聲速進(jìn)氣道側(cè)視圖示意圖。第一級唇口 與豎直方向成20°夾角，第二級唇口與豎直方向成45°夾角。兩級斜切唇口的設(shè)計(jì)要注意 以下限制條件①第二級斜切唇口的高度不能大于當(dāng)?shù)毓陌叨龋膊荒艿陀诋?dāng)?shù)馗矫鎸雍穸?；②第二級斜切唇口的與機(jī)身相交點(diǎn)的位置不能位于喉道截面15之后。③第一級斜切唇口的后掠角應(yīng)與進(jìn)口正激波角度一致，本應(yīng)用實(shí)例中第一級斜切 唇口的后掠角為20°。④第二級斜切唇口的后掠角應(yīng)根據(jù)設(shè)計(jì)條件及上述① ③的要求選取，并保證一 定的泄流流量和唇口的結(jié)構(gòu)強(qiáng)度要求，本應(yīng)用實(shí)例中第二級斜切唇口的后掠角為45°。
在鼓包壓縮面與兩級斜切唇口的共同作用下，進(jìn)氣道前方靠近機(jī)身表面附面層的 低能氣流在鼓包表面展向壓力梯度的作用下向兩側(cè)偏轉(zhuǎn)，一部分氣流從第二級唇口與機(jī)身 之間的三角形通道中流出。根據(jù)數(shù)值仿真及風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果表明，兩級斜切唇口與一級斜切 唇口相比，能提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，降低進(jìn)氣道出口氣流畸變和進(jìn)氣道阻力系數(shù)。另外，本發(fā)明也可以應(yīng)用于其他類似的超聲速進(jìn)氣道的唇口設(shè)計(jì)，如二元進(jìn)氣道、 帶中心體的半錐進(jìn)氣道等。上述實(shí)施例只是用于對本發(fā)明的解釋，而不能作為對本發(fā)明的 限制。因此凡是與本發(fā)明設(shè)計(jì)思路相同的實(shí)施方式均在本發(fā)明的保護(hù)范圍內(nèi)。
權(quán)利要求
一種兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，其特征在于機(jī)身(11)的外側(cè)布置進(jìn)氣道鼓包，進(jìn)氣道鼓包外側(cè)的進(jìn)氣道鼓包壓縮面(2)上相對設(shè)置進(jìn)氣道，進(jìn)氣道靠近進(jìn)氣道鼓包的一端形成進(jìn)氣道唇口，進(jìn)氣道唇口包括外唇口(8)、內(nèi)唇口(9)、唇口前緣線(10)，超聲速來流(1)在進(jìn)氣道鼓包壓縮面(2)的作用下產(chǎn)生錐形激波(3)，在進(jìn)口前形成正激波(4)，在正激波(4)上形成第一級斜切唇口(6)，第一級斜切唇口(6)靠近機(jī)身(11)處形成第二級斜切唇口(7)；外唇口(8)、內(nèi)唇口(9)采用四分之一超越橢圓方程 <mrow><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>x</mi> <mi>a</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mi>n</mi></msup><mo>+</mo><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>y</mi> <mi>b</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mi>n</mi></msup><mo>=</mo><mn>1</mn> </mrow>式中，x、y分別為唇口剖面點(diǎn)的坐 ，a、b分別為超越橢圓的長半軸和短半軸，n為超越橢圓方程的指數(shù)，n≥2.0。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，其特征在于上述外唇口(8)、內(nèi)唇口(9)靠近機(jī)身(11)處唇口厚度大于遠(yuǎn)離機(jī)身(11)處的唇口厚度。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，其特征在于第一級斜切唇口(6)與正激波⑷平行。
4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，其特征在于第一級斜切唇口(6)與垂直超聲速來流(1)方向的夾角為20° ；第二級斜切唇口(7)與垂直超聲速來流(1) 方向的夾角為45°。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，其特征在于沿進(jìn)氣道唇口一周采用變內(nèi)角9布置，遠(yuǎn)離機(jī)身(11)處的上部唇口的內(nèi)角大小為，靠近機(jī)身(11)處的兩 側(cè)唇口內(nèi)角為92，e2的大小根據(jù)三維流場數(shù)值仿真求得唇口前方不同周向位置處 的當(dāng)?shù)貧饬鹘嵌龋蛘邊⒖煎F形流理論計(jì)算得出的錐形激波后氣流角的理論值，在兩側(cè)唇 口與上唇口之間的唇口內(nèi)角9按線性過渡實(shí)現(xiàn)沿周向變內(nèi)角設(shè)計(jì)。
全文摘要
兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，涉及一種兩級斜切的超聲速進(jìn)氣唇口，屬于超聲速進(jìn)氣道的技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明機(jī)身的外側(cè)布置進(jìn)氣道鼓包，進(jìn)氣道鼓包外側(cè)的進(jìn)氣道鼓包壓縮面上相對設(shè)置進(jìn)氣道，進(jìn)氣道靠近進(jìn)氣道鼓包的一端形成外唇口、內(nèi)唇口、唇口前緣線，超聲速來流在進(jìn)氣道鼓包壓縮面的作用下產(chǎn)生錐形激波，在進(jìn)口前形成正激波，在正激波上形成第一級斜切唇口，第一級斜切唇口靠近機(jī)身處形成第二級斜切唇口；外唇口、內(nèi)唇口采用四分之一超越橢圓方程。本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了可應(yīng)用于無隔道超聲速進(jìn)氣道或其它形式的超聲速進(jìn)氣道，增強(qiáng)無隔道超聲速進(jìn)氣道排除附面層的效果，提高進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)，降低進(jìn)氣道出口氣流畸變，固定幾何、唇口兩級斜切的目的。
文檔編號F02C7/04GK101798961SQ20101013487
公開日2010年8月11日 申請日期2010年3月29日 優(yōu)先權(quán)日2010年3月29日
發(fā)明者李博, 梁德旺 申請人:南京航空航天大學(xué)