CN101798961A - 两级斜切的超声速进气唇口 - Google Patents

Abstract

两级斜切的超声速进气唇口，涉及一种两级斜切的超声速进气唇口，属于超声速进气道的技术领域。本发明机身的外侧布置进气道鼓包，进气道鼓包外侧的进气道鼓包压缩面上相对设置进气道，进气道靠近进气道鼓包的一端形成外唇口、内唇口、唇口前缘线，超声速来流在进气道鼓包压缩面的作用下产生锥形激波，在进口前形成正激波，在正激波上形成第一级斜切唇口，第一级斜切唇口靠近机身处形成第二级斜切唇口；外唇口、内唇口采用四分之一超越椭圆方程。本发明实现了可应用于无隔道超声速进气道或其它形式的超声速进气道，增强无隔道超声速进气道排除附面层的效果，提高进气道的总压恢复系数，降低进气道出口气流畸变，固定几何、唇口两级斜切的目的。

Description

两级斜切的超声速进气唇口

技术领域

本发明涉及一种两级斜切的超声速进气唇口，属于超声速进气道的技术领域。

背景技术

超声速飞行是指马赫数大于1的飞行。对于在大气层内飞行的以吸气式发动机为动力的飞行器(包括飞机和导弹)来说，进气道是一个关键部件。进气道的主要作用是以尽可能小的流动损失为下游提供满足发动机流场品质要求的高能气流。从技术角度分析，进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态下流量捕获能力强，为推进***提供尽可能多的流量；②进气道出口总压恢复系数(效率)高，出口气流畸变小；③结构上尽可能简单，长度短、重量轻；④外部阻力小；⑤在非设计马赫数下能正常工作，并满足飞行马赫数范围内的性能要求。

由于气体粘性的影响，在飞行器表面存在一层向下游逐渐发展增厚的附面层，和来流相比，附面层内气流速度低、总压也低。对于飞行器头部进气的进气道来说，不存在机身附面层的影响。然而对于大多数飞行器来说，存在飞行器腹部、背部、两侧等多种进气道布局方案，进气道的位置往往距头部有一定距离，因此不可避免地处于机身附面层的影响区域中。在超声速条件下，还存在着激波与附面层的干扰，容易引发附面层分离，如果附面层内的低能气流或发生分离的气流被吸入进气道，将会使进气道出口总压恢复系数降低、流场畸变增大。而进气道出口总压恢复系数每降低1％，发动机的推力将降低1.25％～1.5％，流场畸变大，将会使发动机性能降低、喘振、甚至熄火。为排除或减小来流附面层的影响，超声速进气道一般都采用附面层隔道，即将进气道进口抬离飞行器表面一定距离(一般是当地附面层厚度的0.7～1.1倍)。

由于附面层隔道增加了飞行器迎风面积，因此增大了阻力，而且增加了重量和结构复杂性。采用无附面层隔道的超声速进气道方案设计有着减小阻力、降低重量和降低复杂性的优点，而且有着和附面层隔道相同的排除来流附面层的作用，美国的F-35飞机和中国的FC-1“枭龙”飞机都采用了无附面层隔道的进气道方案。无隔道进气道排除来流附面层的功能是由一个凸起的鼓包压缩面和进气道唇口共同完成的，其进气道唇口设计原则和其它类型的超声速进气道唇口一样。一般来说，不论进气道横截面形状如何，其侧视图(或俯视图)中唇口的外形均可以归纳为以下三种：①和来流垂直的齐平式(如美国F-16飞机)；②和来流呈一定角度的单后掠(斜切)式(如美国F-15飞机，俄罗斯Su-27飞机等)；③不规则外形。F-35飞机和“枭龙”飞机在俯视图中看，其进气道唇口为单级后掠，后掠角度分别约为45°和30°。

从横向截面来看，进气道两侧唇口与机身连接处会形成角区，角区易造成附面层堆积和形成涡，降低进气道出口的流场品质。对无隔道进气道来说，由于鼓包型面凸起，角区更加狭窄，附面层堆积的问题更加严重。F-35在验证机阶段曾设计了“三唇缘”和“四唇缘”两种唇口方案，但主要是基于隐身和攻角特性的考虑，并未考虑唇口对改善附面层排除效果的作用。目前，对超声速进气道唇口的设计，还未有新概念的研究。

发明内容

本发明目的是提供一种可应用于无隔道超声速进气道或其它形式的超声速进气道，增强无隔道超声速进气道排除附面层的效果，提高进气道的总压恢复系数，降低进气道出口气流畸变，固定几何、唇口两级斜切的超声速进气道唇口。

本发明为实现上述目的，采用如下技术方案：

一种两级斜切的超声速进气唇口，机身的外侧布置进气道鼓包，进气道鼓包外侧的进气道鼓包压缩面上相对设置进气道，进气道靠近进气道鼓包的一端形成外唇口、内唇口、唇口前缘线，超声速来流在进气道鼓包压缩面的作用下产生锥形激波，在进口前形成正激波，在正激波上形成第一级斜切唇口，第一级斜切唇口靠近机身处形成第二级斜切唇口；外唇口、内唇口采用四分之一超越椭圆方程：

${\left(\frac{x}{a}\right)}^n+{\left(\frac{y}{b}\right)}^n=1$

式中，x、y分别为唇口剖面点的坐标，a、b分别为超越椭圆的长半轴和短半轴，n为超越椭圆方程的指数，n≥2.0。

本发明的外唇口、内唇口靠近机身处唇口厚度大于远离机身处的唇口厚度。

本发明的第一级斜切唇口与正激波平行。

本发明的第一级斜切唇口与垂直超声速来流方向的夹角为20°；第二级斜切唇口与垂直超声速来流方向的夹角为45°。

本发明沿进气道唇口一周采用变内角布置。

本发明采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下优点：

1、利用本发明的沿进气道唇口一周采用变厚度的超越椭圆方程设计，经数值仿真和风洞试验证明具有良好的气动性能，唇口绕流特性好，气流不易分离。

2、利用本发明的沿进气道唇口一周采用变内角设计，能够满足进气道的三维设计要求，可以根据不同位置进气道唇口前的三维流动角来设计唇口剖面内角，使当地气流角度与唇口内角一致，减小唇口阻力。

3、利用本发明的两级斜切超声速进气道唇口，可以使得在进口的绝大部分范围内，唇口角度与进口正激波角度一致，激波封口，波后高压气流不外泄；在唇口两侧靠近机身的部分，唇口后掠角增大至45°，从而在正激波后形成一个三角形的泄流通道，使波后形成少量溢流，这样可以进一步排除鼓包表面未排除干净的附面层，从而减少进口角区附面层的堆积，改善进口角区的流动，提高进气道的性能。

4、本发明的两级斜切超声速进气道唇口，这种设计方案和在进气道唇口侧壁开泄流槽或泄流孔的作用是一样的，但是设计、加工更简单，且不影响唇口的结构强度。

附图说明

图1是采用两级斜切唇口的无隔道超声速进气道进口激波系示意图。

图2是采用周向变厚度设计的进气道唇口前视图。

图3是进气道唇口剖面内角示意图。

图4是两级斜切唇口的角度示意图。

图中的1表示超声速来流、2是进气道鼓包压缩面、3是锥形激波、4是进口正激波、5是唇口内型面、6是第一级斜切唇口、7是第二级斜切唇口。8表示外唇口、9是内唇口、10是唇口前缘线、11是飞机机身、12是唇口外型面、13是唇口长轴位置、14是进气道轴线方向、15是进气道喉道。

具体实施方式

本发明将在下面对照附图给予更全面地说明，各图中所给出的是本发明的一个应用实例。图中所标注的角度参数只针对该应用实例。不应当解释成本发明仅局限于在此所述的应用实例，本发明可以以许多不同的形式予以实施。

图1示出一采用两级斜切唇口的无隔道超声速进气道进口波系和唇口位置示意图。超声速来流1在鼓包压缩面2的作用下产生锥形激波3，在进口前形成正激波4，唇口内表面5与鼓包压缩面2在进口位置的表面倾角一致。第一级斜切唇口6的后掠角度与正激波4的角度一致，以保证在进口的绝大部分范围内，波后高压气流不外泄；在唇口靠近机身的部分，唇口后掠角增大至45°，从而在正激波后形成一个三角形的泄流空间，使波后形成少量溢流，这样可以进一步排除鼓包表面未排除干净的附面层，从而减少进口角区附面层的堆积，改善进口角区的流动，提高进气道的性能。

图2示出进气道唇口前视图。外唇口8与内唇口9均采用沿周向变厚度设计，唇口前缘线10与机身11相交的部位(图2中两侧唇口)内外唇口均最厚，在远离机身11的上唇口内外唇口均最薄，在两侧唇口与上唇口之间唇口厚度线性过渡。此外，内唇口还采用了变内角设计。

图3示出进气道唇口剖面示意图。内唇口5及外唇口12均采用四分之一超越椭圆设计，超越椭圆长轴的方向13与进气道轴线方向14成一夹角，该角度即为进气道唇口内角θ。由于进气道进口前方气流为三维锥形流动，鼓包压缩面2为三维曲面，因此在不同周向位置处当地气流角度是不同的，故唇口内角也应相应采用变内角设计，在不同周向位置处的唇口内角根据当地气流流动角大小进行设计。具体来说，如果纵向对称面内上部唇口(图2上部)的内角大小为θ₁，靠近机身的两侧唇口(图2中两侧唇口)的内角为θ₂，在两侧唇口与上唇口之间的唇口内角θ可按线性过渡实现沿周向变内角设计。本应用实例中θ₁＝10°，θ₂＝5°。θ₁和θ₂的大小可以根据三维流场数值仿真求得唇口前方不同周向位置处的当地气流角度，也可以参考锥形流理论计算得出的锥形激波后气流角的理论值，一般θ₁≥θ₂。

图4示出一采用两级斜切唇口的无隔道超声速进气道侧视图示意图。第一级唇口与竖直方向成20°夹角，第二级唇口与竖直方向成45°夹角。两级斜切唇口的设计要注意以下限制条件：

①第二级斜切唇口的高度不能大于当地鼓包高度，也不能低于当地附面层厚度；

②第二级斜切唇口的与机身相交点的位置不能位于喉道截面15之后。

③第一级斜切唇口的后掠角应与进口正激波角度一致，本应用实例中第一级斜切唇口的后掠角为20°。

④第二级斜切唇口的后掠角应根据设计条件及上述①～③的要求选取，并保证一定的泄流流量和唇口的结构强度要求，本应用实例中第二级斜切唇口的后掠角为45°。

在鼓包压缩面与两级斜切唇口的共同作用下，进气道前方靠近机身表面附面层的低能气流在鼓包表面展向压力梯度的作用下向两侧偏转，一部分气流从第二级唇口与机身之间的三角形通道中流出。根据数值仿真及风洞试验结果表明，两级斜切唇口与一级斜切唇口相比，能提高进气道的总压恢复系数，降低进气道出口气流畸变和进气道阻力系数。

另外，本发明也可以应用于其他类似的超声速进气道的唇口设计，如二元进气道、带中心体的半锥进气道等。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。

Claims (5)

1.一种两级斜切的超声速进气唇口，其特征在于机身(11)的外侧布置进气道鼓包，进气道鼓包外侧的进气道鼓包压缩面(2)上相对设置进气道，进气道靠近进气道鼓包的一端形成进气道唇口，进气道唇口包括外唇口(8)、内唇口(9)、唇口前缘线(10)，超声速来流(1)在进气道鼓包压缩面(2)的作用下产生锥形激波(3)，在进口前形成正激波(4)，在正激波(4)上形成第一级斜切唇口(6)，第一级斜切唇口(6)靠近机身(11)处形成第二级斜切唇口(7)；外唇口(8)、内唇口(9)采用四分之一超越椭圆方程：

${\left(\frac{x}{a}\right)}^n+{\left(\frac{y}{b}\right)}^n=1$

式中，x、y分别为唇口剖面点的坐标，a、b分别为超越椭圆的长半轴和短半轴，n为超越椭圆方程的指数，n≥2.0。

2.根据权利要求1所述的两级斜切的超声速进气唇口，其特征在于上述外唇口(8)、内唇口(9)靠近机身(11)处唇口厚度大于远离机身(11)处的唇口厚度。

3.根据权利要求1所述的两级斜切的超声速进气唇口，其特征在于第一级斜切唇口(6)与正激波(4)平行。

4.根据权利要求3所述的两级斜切的超声速进气唇口，其特征在于第一级斜切唇口(6)与垂直超声速来流(1)方向的夹角为20°；第二级斜切唇口(7)与垂直超声速来流(1)方向的夹角为45°。

5.根据权利要求1所述的两级斜切的超声速进气唇口，其特征在于沿进气道唇口一周采用变内角θ布置，远离机身(11)处的上部唇口的内角大小为θ₁，靠近机身(11)处的两侧唇口内角为θ₂，θ₁和θ₂的大小根据三维流场数值仿真求得唇口前方不同周向位置处的当地气流角度，或者参考锥形流理论计算得出的锥形激波后气流角的理论值，在两侧唇口与上唇口之间的唇口内角θ按线性过渡实现沿周向变内角设计。

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