實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法

2023-10-08 19:55:09 2

專利名稱：實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法
技術領域：
本發明涉及的是一種基於不等強波系的與前機身一體化的Bump進氣道設計，屬 於超聲速進氣道技術領域。
背景技術：
進氣道的設計是戰鬥機設計的關鍵之一。進氣道不僅要在所有的狀態下為發動機 提供足夠的高質量的空氣品質，在設計時還要考慮總體布局的約束和一體化設計的要求， 此外，還必須滿足戰鬥機的總體隱身要求。對於超聲速進氣道來說，需要通過一系列的激 波，將超聲速來流減速為亞聲速流，在擴壓段通道內繼續減速擴壓，再流向發動機。傳統的 超聲速進氣道設計一般採用壓縮斜板或壓縮錐形成激波系，並通過附面層隔道和隔板將進 氣道進口抬離機身表面，以避免機身表面附面層內的低能氣流進入進氣道。
無附面層隔道超聲速進氣道，也稱Bump進氣道，是由洛克希德·馬丁公司設計並 在F-35飛機上成功應用的一種新型進氣道。這種進氣道的進氣口並沒有設置常規的固定 式附面層隔道，而是通過計算機設計了一個三維曲面的突起塊(或鼓包)。這個鼓包起到對 氣流的壓縮作用，並產生一個把附面層氣流推離進氣道的壓力分布。整個進氣系統沒有可 動部件，沒有附面層隔離板，也沒有放氣系統和旁通系統，減少了 300磅的結構重量，也因 此降低了生產和使用費用。由於國外一貫對先進的氣動設計技術嚴格保密，有關F-35飛機的資料只有一般 性的報導和公開的飛機圖片，有關Bump進氣道設計及性能研究的國外公開文獻幾乎沒有。 近年來，國內有多家單位開展了對Bump進氣道的研究工作，其中成都飛機設計研究所設計 的Bump進氣道並已在國產FC-I 「梟龍」飛機上應用。然而，國內外對Bump進氣道的關注點主要集中於三維鼓包壓縮面的設計，已發表 的文獻均未關注Bump進氣道與飛機前機身的一體化設計，沒有給出有關一體化設計參數 的選取原則。

發明內容
本發明目的是提供一種減小進氣道喉道馬赫數，提高進氣道性能，使進氣道唇口 後掠角與鼓包壓縮面最大轉折角、進口正激波角度相一致，可以增大總壓恢復係數曲線、降 低阻力係數的基於不等強波系與前機身一體化的Bump進氣道。本發明為實現上述目的，採用如下的技術方案一種實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法，超聲速來流在鼓包壓 縮面的頭部產生一道錐形激波，在進氣道唇口前形成一道正激波；第一步進氣道波系採用基於不等強波系的外壓式兩波繫結構，進氣道激波系的 總壓恢復係數為Os= O1- σ2，其中0l、02分別為錐形激波、正激波的總壓恢復係數，按 等波強配波理論分析，兩道波的波強相等時總壓恢復係數最高，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向後發出的流線構成鼓包壓縮面；第三步令進氣道進口鼓包高度為h，當地附面層厚度為δ，進氣道進口鼓包高度 h和當地附面層厚度δ之間滿足關係式h/δ =2 2. 5，對第二步生成的鼓包壓縮面進行 縮放，滿足實際尺寸要求；第四步進氣道唇口採用保形和後掠唇口設計，進口唇緣大部分與圓錐激波面貼 合，唇口後掠角分別與鼓包壓縮面最大轉折角、進口正激波角度相一致，以增大總壓恢復系 數曲線、降低阻力係數。本發明正激波後的進口馬赫數不大於0. 75。本發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連線和軸線夾角相同，則所生成的乘波體型面相似。本發明根據進氣道的進口波系計算圓錐激波角β 和圓錐半錐角8。，然後確定型 面偏轉角θ，最後根據乘波體型面相似設計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與鼓包壓縮面偏轉角θ符 合下面的變化規律，即當w/d彡10時，型面偏轉角θ接近於圓錐半錐角δ。，δ。-θ <1°。本發明採用上述技術方案，與現有技術相比具有如下優點1、利用本發明的不等強波系設計方法，能減小進氣道喉道馬赫數，提高進氣道性 能。2、利用本發明的基於型面偏角的乘波體鼓包壓縮面相似設計方法，可以簡化設計 過程，不再需要對參數d進行比較和優化。3、利用本發明建立的鼓包設計高度和當地附面層厚度之間的關係，可以將鼓包與 飛機前機身進行一體化設計。4、利用本發明的保形唇口設計，可以使進口唇緣大部分與激波面貼合，避免唇罩 上方溢流。5、利用本發明的後掠唇口設計，使進氣道唇口後掠角與鼓包壓縮面最大轉折角、 進口正激波角度相一致，可以增大總壓恢復係數曲線、降低阻力係數。


圖1是Bump進氣道進口波系設計示意圖。圖2是按流量平均計算得到的Bump進氣道進口波系在不同半錐角時圓錐激波及 正激波後馬赫數和總壓恢復係數圖。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 面內示意圖。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 面內示意圖。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 面內示意圖。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 包壓縮面偏轉角θ與d的關係。圖6是距離d與鼓包寬度W的比值W/d與鼓包壓縮面偏轉角θ的關係。圖7是乘波體型面相似設計原理示意圖。圖8是進氣道進口橫截面內鼓包與附面層厚度示意圖。圖9是進口截面鼓包排除附面層面積比與鼓包/隔道高度關係圖。圖10是進氣道進口橫截面保形進口與錐形激波示意圖。圖11(a)是不同唇口後掠角方案的進氣道總壓恢復係數比較圖。圖11(b)是不同唇口後掠角方案的進氣道阻力係數比較圖。圖12是唇口後掠角為20°的進氣道造型圖。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、機身型線，11、進口附面層/隔道高度位置，12進氣道唇口前緣線。
具體實施例方式本發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明的一個應 用實例，而不應當解釋成本發明僅局限於在此所述的應用實例。(1)不等強波系設計圖1示出一採用本發明的Bump進氣道進口波系示意圖。超聲速來流1在鼓包壓 縮面2的頭部產生一道錐形激波3，在進氣道唇口 4前形成一道正激波5。以設計來流馬赫 數Ma = 1. 6為例，採用「錐形激波+正激波」的兩波系設計，進氣道激波系的總壓恢復係數 為Os= ο" σ2，其中0l、O2分別為第一、二道激波的總壓恢復係數，按等波強配波理論 分析，兩道波的波強相等時總壓恢復係數最高，為最佳波系。由於圓錐激波後為錐形流，流場參數分布不均勻，沿過圓錐頂點的射線為等參數 線，因此圓錐激波後的平均馬赫數一般用錐面和激波面之間最大和最小馬赫數的平均值來 計算。圖2給出了按流量平均計算得到的各半錐角對應的圓錐激波後馬赫數和總壓恢復系 數圖，其中MdpMa2分別為第一、二道激波後的馬赫數，圓錐半錐角δ。= 24°時，按等強 波系設計的波後總壓恢復係數最高，達0.985，相應激波角為0^=49.9°，此即最佳波角
β opt0等強波系設計是基於無粘流、二維平面激波理論設計進氣道波系的。本發明採用 的不等強波系設計，是基於以下幾方面的考慮①流體的粘性由於流體粘性的影響，會在固壁表面形成逐漸發展增厚的附面層，使氣流的實際 偏轉角增大，使波系增強、激波角增大。②流場的非均勻性錐形流流場的非均勻性，使得總壓恢復係數最大時的激波角小於最佳波角，相應 的半錐角偏小約1°。③進氣道的低速性能
考慮到低速性能，圓錐的半錐角的選取應儘可能使激波在各個馬赫數下都不脫 體，因此，圓錐的半錐角不能過大。半錐角越小，相應的脫體馬赫數就越低，然而此時偏離 最佳波系大，波系損失也大，所以半錐角不能太小，建議半錐角的取值範圍為16° < δ。 < 25°。 ④進口 /喉道馬赫數要求對於亞、超聲速進氣道來說，一般要求進氣道喉道馬赫數Mat 10時， 型面偏轉角θ接近於圓錐半錐角δ。，δ。-θ < 1°。圖7示出了乘波體型面相似設計原理示意圖。分別用過點A和點C的兩個平面截 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B和點D均位於過圓錐6頂點角度為Φ的射線上，只要所截流面末端與圓錐6頂 點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，無量綱化 後兩個型面完全重合。因此，本發明的特色在於，設計乘波體不再需要對參數d的比較和優化，而是利用 本發明提出的不等強波系設計，首先根據進口波系設計計算圓錐激波角β 和圓錐半錐角 S。，然後確定型面偏轉角θ，最後根據乘波體型面相似設計原理生成鼓包壓縮面。(3)建立了鼓包設計高度和當地附面層厚度之間的關係鼓包的主要作用之一是排除機身附面層，由於沒有附面層隔道，因此鼓包有一部分是浸沒在機身附面層裡的，所以鼓包的設計必須要考慮和機身附面層的關係，即鼓包高 度h和當地附面層厚度δ之間的關係。
圖8示出了進氣道進口橫截面內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的投影曲線與隔道 和進口唇緣線有不同的交點。假定進口前附面層經過鼓包表面後的高度不變，仍為S，則 由於鼓包的作用，使來流附面層向兩側排移，因此附面層僅存在於虛線11位置下方、鼓包 上方與唇緣線內側的兩個類三角形區域內。用AdivCTtCT表示隔道的投影面積，Ab_表示鼓包 的投影面積，Afl。wby表示對應隔道面積內附面層被排除部分的面積，即用AdivCTtCT減去上述兩 個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Afl。wby/AdivCTtCT =1時表示附面層被全部排除。圖9給出了進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之間的關係。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，則鼓包的迎風面積也越大。可以看出，h/δ =2時， 鼓包的投影面積已接近於隔道的投影面積，Ab_/AdivertCT = 0.933。h/δ =4時，鼓包的投 影面積為隔道投影面積的3. 733倍。鼓包面積增大，為滿足進氣道流通面積的要求，則必須 抬高進氣道的唇罩，由此又增大了整個進氣道的迎風面積，阻力也會相應增大。因此，鼓包 高度既不能太小，高度太小，則鼓包大部分埋沒於附面層內，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。鼓包高度不是一個獨立的參數，受很多設計參數制約。當設計馬赫數、生成體半錐 角S。、型面偏轉角θ等參數確定以後，鼓包的型面是確定了的，其長寬高均已給定，可以按 照實際尺寸需要對所生成的鼓包壓縮面進行放大或縮小。從圖9中分析，h/δ =2 2.5 較為適宜，此時附面層排除量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、後掠唇口設計圖10示出了進氣道進口橫截面內保形進口與錐形激波示意圖。基於錐形激波的 錐導乘波體設計一般採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 與機身表面的不匹配問題。本發明在設計時考慮了機身的一體化要求，採用機身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與機身10表面光順地融合。由於鼓包2產生圓錐形激波3，與機身10之間形成了一個月牙形區域，只有當口面 形狀與圓錐形激波3完全貼合時才不會造成唇罩上方溢流。從圖10中可以看到，由於採用 了保形進口，使得進口唇緣大部分與圓錐形激波3貼合，只在與機身相交等兩側存在溢流， 而兩側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向進口外流動的。Bump進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 出了不同唇口後掠角方案的進氣道性能比較圖，圖中橫坐標為進氣道流量係數Φ，縱坐標 分別為總壓恢復係數ο和阻力係數CD。可以看出，不同後掠角下的進氣道總壓恢復係數曲 線和阻力係數曲線近似平行分布，隨著唇口後掠角的增加，進氣道的總壓恢復係數曲線上 升，在後掠角為20°時達到最高，30°時總壓恢復係數曲線又下降，介於10°和20°之間；而阻力係數曲線則是隨著唇口後掠角的增加而降低，後掠角為20°時阻力係數最小，30° 時曲線介於10°和20°之間。圖12給出了唇口後掠角為20°的進氣道造型圖。根據計算分析，提出了進氣道唇口後掠角應與鼓包壓縮面最大轉折角、進口正激 波角度相一致的設計原則。在Bump進氣道的設計過程中，鼓包壓縮面的設計和唇口的設計 是相關的，不能將這兩部分孤立設計。上述實施例只是用於對本發明的解釋，而不能作為對本發明的限制。本實例中 Bump進氣道設計馬赫數為1. 6，本發明也適用於所有來流馬赫數小於2. 0的Bump進氣道。 本發明所述不等強波系設計，也適用於其它類型的超聲速進氣道，包括二元、軸對稱等不同 進口形狀，以及外壓式、混合壓縮式波系進氣道。本發明所述基於型面偏角的乘波體鼓包壓 縮面相似設計方法，也適用於任意超聲速、高超聲速乘波體設計，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。本發明所述的保形、後掠唇口設計，也適用於其它類 型的超聲速、高超聲速進氣道。因此凡是與本發明設計思路相同的實施方式均在本發明的 保護範圍內。
權利要求
一種實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法，其特徵在於超聲速來流(1)在鼓包壓縮面(2)的頭部產生一道錐形激波(3)，在進氣道唇口(4)前形成一道正激波(5)；第一步進氣道波系採用基於不等強波系的外壓式兩波繫結構，進氣道激波系的總壓恢復係數為σs＝σ1·σ2，其中σ1、σ2分別為錐形激波(3)、正激波(5)的總壓恢復係數，按等波強配波理論分析，兩道波的波強相等時總壓恢復係數最高，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)上每一點向後發出的流線構成鼓包壓縮面；第三步令進氣道進口鼓包高度為h，當地附面層厚度為δ，進氣道進口鼓包高度h和當地附面層厚度δ之間滿足關係式h/δ＝2～2.5，對第二步生成的鼓包壓縮面進行縮放，滿足實際尺寸要求；第四步進氣道唇口採用保形和後掠唇口設計，進口唇緣大部分與圓錐激波面貼合，唇口後掠角分別與鼓包壓縮面最大轉折角、進口正激波角度相一致，以增大總壓恢復係數曲線、降低阻力係數。
2.根據權利要求1所述的實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法，其特徵 在於正激波後的進口馬赫數不大於0. 75。
3.根據權利要求1所述的實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法，其特徵 在於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 末端與圓錐頂點連線和軸線夾角相同，則所生成的乘波體型面相似。
4.根據權利要求1所述的實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法，其特徵 在於根據進氣道的進口波系計算圓錐激波角β 和圓錐半錐角S。，然後確定型面偏轉角 θ，最後根據乘波體型面相似設計原理生成鼓包壓縮面。
5.根據權利要求1或4所述的實現不等強波系與前機身一體化Bump進氣道的方法，其 特徵在於令鼓包寬度為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 下面的變化規律，即當w/d彡10時，型面偏轉角θ接近於圓錐半錐角δ。，δ。-θ <1°。
全文摘要
實現不等強波系與前機身一體的Bump進氣道的方法，涉及超聲速進氣道技術領域。本發明的第一步進氣道波系採用基於不等強波系的外壓式兩波繫結構，進氣道激波系的總壓恢復係數為σs＝σ1·σ2，其中σ1、σ2分別為錐形激波、正激波的總壓恢復係數；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生第二半錐角為β的第二錐形激波；第三步令進氣道進口鼓包高度為h，當地附面層厚度為δ，h/δ＝2～2.5，對第二步生成的鼓包壓縮面進行縮放，滿足實際尺寸要求；第四步進氣道唇口採用保形和後掠唇口設計。本發明實現了減小進氣道喉道馬赫數，提高進氣道性能，使進氣道唇口後掠角與鼓包壓縮面最大轉折角、進口正激波角度相一致，可以增大總壓恢復係數曲線、降低阻力係數的目的道。
文檔編號F02C7/04GK101813027SQ20101013488
公開日2010年8月25日 申請日期2010年3月29日 優先權日2010年3月29日
發明者李博, 郭榮偉 申請人:南京航空航天大學