專利名稱：實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及的是一種基于不等強(qiáng)波系的與前機(jī)身一體化的Bump進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，屬 于超聲速進(jìn)氣道技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)是戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵之一。進(jìn)氣道不僅要在所有的狀態(tài)下為發(fā)動(dòng)機(jī) 提供足夠的高質(zhì)量的空氣質(zhì)量，在設(shè)計(jì)時(shí)還要考慮總體布局的約束和一體化設(shè)計(jì)的要求， 此外，還必須滿足戰(zhàn)斗機(jī)的總體隱身要求。對(duì)于超聲速進(jìn)氣道來說，需要通過一系列的激 波，將超聲速來流減速為亞聲速流，在擴(kuò)壓段通道內(nèi)繼續(xù)減速擴(kuò)壓，再流向發(fā)動(dòng)機(jī)。傳統(tǒng)的 超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)一般采用壓縮斜板或壓縮錐形成激波系，并通過附面層隔道和隔板將進(jìn) 氣道進(jìn)口抬離機(jī)身表面，以避免機(jī)身表面附面層內(nèi)的低能氣流進(jìn)入進(jìn)氣道。
無附面層隔道超聲速進(jìn)氣道，也稱Bump進(jìn)氣道，是由洛克希德·馬丁公司設(shè)計(jì)并 在F-35飛機(jī)上成功應(yīng)用的一種新型進(jìn)氣道。這種進(jìn)氣道的進(jìn)氣口并沒有設(shè)置常規(guī)的固定 式附面層隔道，而是通過計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)了一個(gè)三維曲面的突起塊(或鼓包)。這個(gè)鼓包起到對(duì) 氣流的壓縮作用，并產(chǎn)生一個(gè)把附面層氣流推離進(jìn)氣道的壓力分布。整個(gè)進(jìn)氣系統(tǒng)沒有可 動(dòng)部件，沒有附面層隔離板，也沒有放氣系統(tǒng)和旁通系統(tǒng)，減少了 300磅的結(jié)構(gòu)重量，也因 此降低了生產(chǎn)和使用費(fèi)用。由于國外一貫對(duì)先進(jìn)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)嚴(yán)格保密，有關(guān)F-35飛機(jī)的資料只有一般 性的報(bào)導(dǎo)和公開的飛機(jī)圖片，有關(guān)Bump進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及性能研究的國外公開文獻(xiàn)幾乎沒有。 近年來，國內(nèi)有多家單位開展了對(duì)Bump進(jìn)氣道的研究工作，其中成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所設(shè)計(jì) 的Bump進(jìn)氣道并已在國產(chǎn)FC-I “梟龍”飛機(jī)上應(yīng)用。然而，國內(nèi)外對(duì)Bump進(jìn)氣道的關(guān)注點(diǎn)主要集中于三維鼓包壓縮面的設(shè)計(jì)，已發(fā)表 的文獻(xiàn)均未關(guān)注Bump進(jìn)氣道與飛機(jī)前機(jī)身的一體化設(shè)計(jì)，沒有給出有關(guān)一體化設(shè)計(jì)參數(shù) 的選取原則。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明目的是提供一種減小進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)，提高進(jìn)氣道性能，使進(jìn)氣道唇口 后掠角與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激波角度相一致，可以增大總壓恢復(fù)系數(shù)曲線、降 低阻力系數(shù)的基于不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化的Bump進(jìn)氣道。本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下的技術(shù)方案一種實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，超聲速來流在鼓包壓 縮面的頭部產(chǎn)生一道錐形激波，在進(jìn)氣道唇口前形成一道正激波；第一步進(jìn)氣道波系采用基于不等強(qiáng)波系的外壓式兩波系結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道激波系的 總壓恢復(fù)系數(shù)為Os= O1- σ2，其中0l、02分別為錐形激波、正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)，按 等波強(qiáng)配波理論分析，兩道波的波強(qiáng)相等時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)最高，為最佳波系；第二步半錐角為δ。的圓錐在超聲速流中產(chǎn)生半錐角為β的錐形激波，錐形激波的圓半徑為R，用距圓錐軸線距離d的平面截錐形激波，其中d < R，從截取平面與錐形激波交線上每一點(diǎn)向后發(fā)出的流線構(gòu)成鼓包壓縮面；第三步令進(jìn)氣道進(jìn)口鼓包高度為h，當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸葹棣模M(jìn)氣道進(jìn)口鼓包高度 h和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸圈闹g滿足關(guān)系式h/δ =2 2. 5，對(duì)第二步生成的鼓包壓縮面進(jìn)行 縮放，滿足實(shí)際尺寸要求；第四步進(jìn)氣道唇口采用保形和后掠唇口設(shè)計(jì)，進(jìn)口唇緣大部分與圓錐激波面貼 合，唇口后掠角分別與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激波角度相一致，以增大總壓恢復(fù)系 數(shù)曲線、降低阻力系數(shù)。本發(fā)明正激波后的進(jìn)口馬赫數(shù)不大于0. 75。本發(fā)明用距離生成體圓錐軸線不同高度h的平面或曲面去截取錐形流流場，只要 所截流面末端與圓錐頂點(diǎn)連線和軸線夾角相同，則所生成的乘波體型面相似。本發(fā)明根據(jù)進(jìn)氣道的進(jìn)口波系計(jì)算圓錐激波角β 和圓錐半錐角8。，然后確定型 面偏轉(zhuǎn)角θ，最后根據(jù)乘波體型面相似設(shè)計(jì)原理生成鼓包壓縮面。令鼓包寬度為W，鼓包寬度W與距離d之間的比值W/d與鼓包壓縮面偏轉(zhuǎn)角θ符 合下面的變化規(guī)律，即當(dāng)w/d彡10時(shí)，型面偏轉(zhuǎn)角θ接近于圓錐半錐角δ。，δ。-θ <1°。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)明的不等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)方法，能減小進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)，提高進(jìn)氣道性 能。2、利用本發(fā)明的基于型面偏角的乘波體鼓包壓縮面相似設(shè)計(jì)方法，可以簡化設(shè)計(jì) 過程，不再需要對(duì)參數(shù)d進(jìn)行比較和優(yōu)化。3、利用本發(fā)明建立的鼓包設(shè)計(jì)高度和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸戎g的關(guān)系，可以將鼓包與 飛機(jī)前機(jī)身進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)。4、利用本發(fā)明的保形唇口設(shè)計(jì)，可以使進(jìn)口唇緣大部分與激波面貼合，避免唇罩 上方溢流。5、利用本發(fā)明的后掠唇口設(shè)計(jì)，使進(jìn)氣道唇口后掠角與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、 進(jìn)口正激波角度相一致，可以增大總壓恢復(fù)系數(shù)曲線、降低阻力系數(shù)。


圖1是Bump進(jìn)氣道進(jìn)口波系設(shè)計(jì)示意圖。圖2是按流量平均計(jì)算得到的Bump進(jìn)氣道進(jìn)口波系在不同半錐角時(shí)圓錐激波及 正激波后馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)圖。圖3 (a)是在超聲速氣流中用平面截錐形激波生成乘波體鼓包壓縮面的xoy坐標(biāo) 面內(nèi)示意圖。圖3 (b)是在超聲速氣流中用平面截錐形激波生成乘波體鼓包壓縮面的yoz坐標(biāo) 面內(nèi)示意圖。圖3 (C)是在超聲速氣流中用平面截錐形激波生成乘波體鼓包壓縮面的XOZ坐標(biāo) 面內(nèi)示意圖。圖3 (d)是在超聲速氣流中用平面截錐形激波生成的乘波體鼓包壓縮面型面三維 示意圖。
圖4是鼓包壓縮面偏轉(zhuǎn)角θ示意圖。
圖5是不同距離d處截半錐角S。= 12°的圓錐所生成的錐形激波流場所得的鼓 包壓縮面偏轉(zhuǎn)角θ與d的關(guān)系。圖6是距離d與鼓包寬度W的比值W/d與鼓包壓縮面偏轉(zhuǎn)角θ的關(guān)系。圖7是乘波體型面相似設(shè)計(jì)原理示意圖。圖8是進(jìn)氣道進(jìn)口橫截面內(nèi)鼓包與附面層厚度示意圖。圖9是進(jìn)口截面鼓包排除附面層面積比與鼓包/隔道高度關(guān)系圖。圖10是進(jìn)氣道進(jìn)口橫截面保形進(jìn)口與錐形激波示意圖。圖11(a)是不同唇口后掠角方案的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)比較圖。圖11(b)是不同唇口后掠角方案的進(jìn)氣道阻力系數(shù)比較圖。圖12是唇口后掠角為20°的進(jìn)氣道造型圖。圖中1、超聲速來流，2、鼓包壓縮面，3、錐形激波，4、進(jìn)氣道唇口，5、正激波，6、圓 錐體，7、截錐形激波的平面，8、錐形激波與截取平面的交線(即乘波體前緣線)，9、鼓包橫 截面，10、機(jī)身型線，11、進(jìn)口附面層/隔道高度位置，12進(jìn)氣道唇口前緣線。
具體實(shí)施例方式本發(fā)明將在下面對(duì)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，而不應(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。(1)不等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)圖1示出一采用本發(fā)明的Bump進(jìn)氣道進(jìn)口波系示意圖。超聲速來流1在鼓包壓 縮面2的頭部產(chǎn)生一道錐形激波3，在進(jìn)氣道唇口 4前形成一道正激波5。以設(shè)計(jì)來流馬赫 數(shù)Ma = 1. 6為例，采用“錐形激波+正激波”的兩波系設(shè)計(jì)，進(jìn)氣道激波系的總壓恢復(fù)系數(shù) 為Os= ο" σ2，其中0l、O2分別為第一、二道激波的總壓恢復(fù)系數(shù)，按等波強(qiáng)配波理論 分析，兩道波的波強(qiáng)相等時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)最高，為最佳波系。由于圓錐激波后為錐形流，流場參數(shù)分布不均勻，沿過圓錐頂點(diǎn)的射線為等參數(shù) 線，因此圓錐激波后的平均馬赫數(shù)一般用錐面和激波面之間最大和最小馬赫數(shù)的平均值來 計(jì)算。圖2給出了按流量平均計(jì)算得到的各半錐角對(duì)應(yīng)的圓錐激波后馬赫數(shù)和總壓恢復(fù)系 數(shù)圖，其中MdpMa2分別為第一、二道激波后的馬赫數(shù)，圓錐半錐角δ。= 24°時(shí)，按等強(qiáng) 波系設(shè)計(jì)的波后總壓恢復(fù)系數(shù)最高，達(dá)0.985，相應(yīng)激波角為0^=49.9°，此即最佳波角
β opt0等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)是基于無粘流、二維平面激波理論設(shè)計(jì)進(jìn)氣道波系的。本發(fā)明采用 的不等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)，是基于以下幾方面的考慮①流體的粘性由于流體粘性的影響，會(huì)在固壁表面形成逐漸發(fā)展增厚的附面層，使氣流的實(shí)際 偏轉(zhuǎn)角增大，使波系增強(qiáng)、激波角增大。②流場的非均勻性錐形流流場的非均勻性，使得總壓恢復(fù)系數(shù)最大時(shí)的激波角小于最佳波角，相應(yīng) 的半錐角偏小約1°。③進(jìn)氣道的低速性能
考慮到低速性能，圓錐的半錐角的選取應(yīng)盡可能使激波在各個(gè)馬赫數(shù)下都不脫 體，因此，圓錐的半錐角不能過大。半錐角越小，相應(yīng)的脫體馬赫數(shù)就越低，然而此時(shí)偏離 最佳波系大，波系損失也大，所以半錐角不能太小，建議半錐角的取值范圍為16° < δ。 < 25°。 ④進(jìn)口 /喉道馬赫數(shù)要求對(duì)于亞、超聲速進(jìn)氣道來說，一般要求進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)Mat <0.85，否則會(huì)由于 氣流速度過大，造成內(nèi)管道損失增大。若等強(qiáng)配波原則設(shè)計(jì)時(shí)，則錐形激波波強(qiáng)偏大，波后 馬赫數(shù)偏小，造成正激波后(進(jìn)氣道進(jìn)口)馬赫數(shù)偏大，氣流在經(jīng)過進(jìn)口至喉道這一段收縮 通道時(shí)，馬赫數(shù)會(huì)進(jìn)一步增大，造成喉道馬赫數(shù)過大。在實(shí)例中，進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)1.6按 等強(qiáng)波系原則進(jìn)行波系設(shè)計(jì)時(shí)，正激波后(進(jìn)氣道進(jìn)口)馬赫數(shù)即達(dá)0.836 0.855，喉道 馬赫數(shù)還將繼續(xù)增大，因此，需降低進(jìn)口馬赫數(shù)，必須采用不等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)。根據(jù)進(jìn)口至喉道面積收縮比，計(jì)算可得進(jìn)口馬赫數(shù)不大于0. 75可滿足要求，因此 選取半錐角δ。= 20°，此時(shí)圓錐激波角β維=45. 8°。(2)基于型面偏角的乘波體鼓包壓縮面相似設(shè)計(jì)方法確定了圓錐半錐角δ。，Bump進(jìn)氣道鼓包壓縮面即可按照求解錐形流的生成體法 獲得型面。圖3示出了在超聲速流中截錐形激波生成鼓包壓縮面的示意圖，半錐角為δ。的 圓錐6在超聲速流中產(chǎn)生半錐角為β的錐形激波3，用距軸線距離d的平面7截錐形激波 3，從截取平面7與錐形激波交線8上每一點(diǎn)向后發(fā)出的流線就構(gòu)成了鼓包壓縮面2。目前國內(nèi)外關(guān)于乘波體的設(shè)計(jì)都沒有給出截取平面7與圓錐6軸線距離d的選取 原則，本發(fā)明根據(jù)錐形流的特征，提出了一種基于型面偏轉(zhuǎn)角的相似設(shè)計(jì)方法。如圖4所 示，型面偏轉(zhuǎn)角θ定義為鼓包壓縮面2縱向?qū)ΨQ面型線末端的切線與進(jìn)氣道前方來流方向 之間的夾角，由于型面即錐形流后流面，因此型面偏轉(zhuǎn)角即流線末端偏轉(zhuǎn)角。圖5示出了在不同距離d處截半錐角δ。= 12°的圓錐所生成的錐形激波流場所 得的鼓包壓縮面偏角θ與d的關(guān)系。不同距離d處截得的鼓包壓縮面偏角θ是不同的， 隨著d的增加，δ。減小。圖6示出了距離d與鼓包寬度W的比值W/d與鼓包壓縮面偏角θ 的關(guān)系，不同的圓錐半錐角，W/d與型面偏轉(zhuǎn)角θ符合同樣的變化規(guī)律，即當(dāng)W/d> 10時(shí)， 型面偏轉(zhuǎn)角θ接近于圓錐半錐角δ。，δ。-θ < 1°。圖7示出了乘波體型面相似設(shè)計(jì)原理示意圖。分別用過點(diǎn)A和點(diǎn)C的兩個(gè)平面截 取錐形激波3生成乘波體，乘波體的長度分別為AB和CD，雖然二者距圓錐軸線的距離d不 同，但點(diǎn)B和點(diǎn)D均位于過圓錐6頂點(diǎn)角度為Φ的射線上，只要所截流面末端與圓錐6頂 點(diǎn)連線和圓錐軸線的夾角相同，所生成的乘波體型面就相似，與截取高度d無關(guān)，無量綱化 后兩個(gè)型面完全重合。因此，本發(fā)明的特色在于，設(shè)計(jì)乘波體不再需要對(duì)參數(shù)d的比較和優(yōu)化，而是利用 本發(fā)明提出的不等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)，首先根據(jù)進(jìn)口波系設(shè)計(jì)計(jì)算圓錐激波角β 和圓錐半錐角 S。，然后確定型面偏轉(zhuǎn)角θ，最后根據(jù)乘波體型面相似設(shè)計(jì)原理生成鼓包壓縮面。(3)建立了鼓包設(shè)計(jì)高度和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸戎g的關(guān)系鼓包的主要作用之一是排除機(jī)身附面層，由于沒有附面層隔道，因此鼓包有一部分是浸沒在機(jī)身附面層里的，所以鼓包的設(shè)計(jì)必須要考慮和機(jī)身附面層的關(guān)系，即鼓包高 度h和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸圈闹g的關(guān)系。
圖8示出了進(jìn)氣道進(jìn)口橫截面內(nèi)鼓包與附面層厚度示意圖，圖中鼓包橫截面2以陰影表示。在機(jī)身10表面，有一層附面層，附面層厚度所在位置用虛線11表示(虛線11 位置也常用作附面層隔道的位置)，若附面層厚度為S，通過給定鼓包高度h與δ的比值， 即可按h/δ給定鼓包壓縮面的縮放比例，不同大小的鼓包在橫截面內(nèi)的投影曲線與隔道 和進(jìn)口唇緣線有不同的交點(diǎn)。假定進(jìn)口前附面層經(jīng)過鼓包表面后的高度不變，仍為S，則 由于鼓包的作用，使來流附面層向兩側(cè)排移，因此附面層僅存在于虛線11位置下方、鼓包 上方與唇緣線內(nèi)側(cè)的兩個(gè)類三角形區(qū)域內(nèi)。用AdivCTtCT表示隔道的投影面積，Ab_表示鼓包 的投影面積，Afl。wby表示對(duì)應(yīng)隔道面積內(nèi)附面層被排除部分的面積，即用AdivCTtCT減去上述兩 個(gè)類三角形面積剩下的面積，近似用Aflwby/AdivCTtCT表示附面層的排除效果。當(dāng)Afl。wby/AdivCTtCT =1時(shí)表示附面層被全部排除。圖9給出了進(jìn)口截面鼓包排除附面層面積比Afl。wby/AdivCTtCT、鼓包與隔道面積比 Ab_/AdivCTtCT與鼓包和隔道高度比h/δ之間的關(guān)系。可以看出，隨著h/δ從1增加到4，附 面層的排除量增大，但是增大的幅度逐漸變緩，h/ δ = 4時(shí)Afl。by/AdivCTte = 0. 929，即鼓包高 度越大，排除的附面層越多。但是另一方面，鼓包高度越大，則鼓包的迎風(fēng)面積也越大?？梢钥闯觯琱/δ =2時(shí)， 鼓包的投影面積已接近于隔道的投影面積，Ab_/AdivertCT = 0.933。h/δ =4時(shí)，鼓包的投 影面積為隔道投影面積的3. 733倍。鼓包面積增大，為滿足進(jìn)氣道流通面積的要求，則必須 抬高進(jìn)氣道的唇罩，由此又增大了整個(gè)進(jìn)氣道的迎風(fēng)面積，阻力也會(huì)相應(yīng)增大。因此，鼓包 高度既不能太小，高度太小，則鼓包大部分埋沒于附面層內(nèi)，排除附面層的量有限；鼓包高 度也不能太大，高度太大，則阻力太大。鼓包高度不是一個(gè)獨(dú)立的參數(shù)，受很多設(shè)計(jì)參數(shù)制約。當(dāng)設(shè)計(jì)馬赫數(shù)、生成體半錐 角S。、型面偏轉(zhuǎn)角θ等參數(shù)確定以后，鼓包的型面是確定了的，其長寬高均已給定，可以按 照實(shí)際尺寸需要對(duì)所生成的鼓包壓縮面進(jìn)行放大或縮小。從圖9中分析，h/δ =2 2.5 較為適宜，此時(shí)附面層排除量0. 793 0. 842，鼓包投影面積為隔道投影面積的0. 933 1. 458 倍。(4)保形、后掠唇口設(shè)計(jì)圖10示出了進(jìn)氣道進(jìn)口橫截面內(nèi)保形進(jìn)口與錐形激波示意圖。基于錐形激波的 錐導(dǎo)乘波體設(shè)計(jì)一般采用平面或曲面截取圓錐激波生成鼓包壓縮面，因此存在鼓包壓縮面 與機(jī)身表面的不匹配問題。本發(fā)明在設(shè)計(jì)時(shí)考慮了機(jī)身的一體化要求，采用機(jī)身10曲面截 取錐形激波3生成鼓包壓縮面2，以使鼓包壓縮面2與機(jī)身10表面光順地融合。由于鼓包2產(chǎn)生圓錐形激波3，與機(jī)身10之間形成了一個(gè)月牙形區(qū)域，只有當(dāng)口面 形狀與圓錐形激波3完全貼合時(shí)才不會(huì)造成唇罩上方溢流。從圖10中可以看到，由于采用 了保形進(jìn)口，使得進(jìn)口唇緣大部分與圓錐形激波3貼合，只在與機(jī)身相交等兩側(cè)存在溢流， 而兩側(cè)的溢流是不可避免的，鼓包表面被排除的附面層正是由兩側(cè)向進(jìn)口外流動(dòng)的。Bump進(jìn)氣道排除附面層的作用是由鼓包壓縮面和唇口共同作用完成的。圖11給 出了不同唇口后掠角方案的進(jìn)氣道性能比較圖，圖中橫坐標(biāo)為進(jìn)氣道流量系數(shù)Φ，縱坐標(biāo) 分別為總壓恢復(fù)系數(shù)ο和阻力系數(shù)CD。可以看出，不同后掠角下的進(jìn)氣道總壓恢復(fù)系數(shù)曲 線和阻力系數(shù)曲線近似平行分布，隨著唇口后掠角的增加，進(jìn)氣道的總壓恢復(fù)系數(shù)曲線上 升，在后掠角為20°時(shí)達(dá)到最高，30°時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)曲線又下降，介于10°和20°之間；而阻力系數(shù)曲線則是隨著唇口后掠角的增加而降低，后掠角為20°時(shí)阻力系數(shù)最小，30° 時(shí)曲線介于10°和20°之間。圖12給出了唇口后掠角為20°的進(jìn)氣道造型圖。根據(jù)計(jì)算分析，提出了進(jìn)氣道唇口后掠角應(yīng)與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激 波角度相一致的設(shè)計(jì)原則。在Bump進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)過程中，鼓包壓縮面的設(shè)計(jì)和唇口的設(shè)計(jì) 是相關(guān)的，不能將這兩部分孤立設(shè)計(jì)。上述實(shí)施例只是用于對(duì)本發(fā)明的解釋，而不能作為對(duì)本發(fā)明的限制。本實(shí)例中 Bump進(jìn)氣道設(shè)計(jì)馬赫數(shù)為1. 6，本發(fā)明也適用于所有來流馬赫數(shù)小于2. 0的Bump進(jìn)氣道。 本發(fā)明所述不等強(qiáng)波系設(shè)計(jì)，也適用于其它類型的超聲速進(jìn)氣道，包括二元、軸對(duì)稱等不同 進(jìn)口形狀，以及外壓式、混合壓縮式波系進(jìn)氣道。本發(fā)明所述基于型面偏角的乘波體鼓包壓 縮面相似設(shè)計(jì)方法，也適用于任意超聲速、高超聲速乘波體設(shè)計(jì)，乘波體生成提可以是正圓 錐，也可以是橢圓錐或其它廣義圓錐。本發(fā)明所述的保形、后掠唇口設(shè)計(jì)，也適用于其它類 型的超聲速、高超聲速進(jìn)氣道。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
一種實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，其特征在于超聲速來流(1)在鼓包壓縮面(2)的頭部產(chǎn)生一道錐形激波(3)，在進(jìn)氣道唇口(4)前形成一道正激波(5)；第一步進(jìn)氣道波系采用基于不等強(qiáng)波系的外壓式兩波系結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道激波系的總壓恢復(fù)系數(shù)為σs＝σ1·σ2，其中σ1、σ2分別為錐形激波(3)、正激波(5)的總壓恢復(fù)系數(shù)，按等波強(qiáng)配波理論分析，兩道波的波強(qiáng)相等時(shí)總壓恢復(fù)系數(shù)最高，為最佳波系；第二步半錐角為δc的圓錐(6)在超聲速流中產(chǎn)生半錐角為β的錐形激波(3)，錐形激波(3)的圓半徑為R，用距圓錐軸線距離d的平面(7)截錐形激波(3)，其中d＜R，從截取平面(7)與錐形激波交線(8)上每一點(diǎn)向后發(fā)出的流線構(gòu)成鼓包壓縮面；第三步令進(jìn)氣道進(jìn)口鼓包高度為h，當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸葹棣模M(jìn)氣道進(jìn)口鼓包高度h和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸圈闹g滿足關(guān)系式h/δ＝2～2.5，對(duì)第二步生成的鼓包壓縮面進(jìn)行縮放，滿足實(shí)際尺寸要求；第四步進(jìn)氣道唇口采用保形和后掠唇口設(shè)計(jì)，進(jìn)口唇緣大部分與圓錐激波面貼合，唇口后掠角分別與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激波角度相一致，以增大總壓恢復(fù)系數(shù)曲線、降低阻力系數(shù)。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，其特征 在于正激波后的進(jìn)口馬赫數(shù)不大于0. 75。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，其特征 在于用距離生成體圓錐軸線不同高度d的平面或曲面去截取錐形流流場，只要所截流面 末端與圓錐頂點(diǎn)連線和軸線夾角相同，則所生成的乘波體型面相似。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，其特征 在于根據(jù)進(jìn)氣道的進(jìn)口波系計(jì)算圓錐激波角β 和圓錐半錐角S。，然后確定型面偏轉(zhuǎn)角 θ，最后根據(jù)乘波體型面相似設(shè)計(jì)原理生成鼓包壓縮面。
5.根據(jù)權(quán)利要求1或4所述的實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，其 特征在于令鼓包寬度為W，鼓包寬度W與距離d之間的比值W/d與鼓包壓縮面偏角θ符合 下面的變化規(guī)律，即當(dāng)w/d彡10時(shí)，型面偏轉(zhuǎn)角θ接近于圓錐半錐角δ。，δ。-θ <1°。
全文摘要
實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體的Bump進(jìn)氣道的方法，涉及超聲速進(jìn)氣道技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明的第一步進(jìn)氣道波系采用基于不等強(qiáng)波系的外壓式兩波系結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道激波系的總壓恢復(fù)系數(shù)為σs＝σ1·σ2，其中σ1、σ2分別為錐形激波、正激波的總壓恢復(fù)系數(shù)；第二步錐形激波形成的半錐角為δc的圓錐在超聲速流中產(chǎn)生第二半錐角為β的第二錐形激波；第三步令進(jìn)氣道進(jìn)口鼓包高度為h，當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸葹棣?，h/δ＝2～2.5，對(duì)第二步生成的鼓包壓縮面進(jìn)行縮放，滿足實(shí)際尺寸要求；第四步進(jìn)氣道唇口采用保形和后掠唇口設(shè)計(jì)。本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了減小進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)，提高進(jìn)氣道性能，使進(jìn)氣道唇口后掠角與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激波角度相一致，可以增大總壓恢復(fù)系數(shù)曲線、降低阻力系數(shù)的目的道。
文檔編號(hào)F02C7/04GK101813027SQ20101013488
公開日2010年8月25日 申請(qǐng)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, 郭榮偉 申請(qǐng)人:南京航空航天大學(xué)