CN101813027A - 实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法 - Google Patents

Abstract

实现不等强波系与前机身一体的Bump进气道的方法，涉及超声速进气道技术领域。本发明的第一步：进气道波系采用基于不等强波系的外压式两波系结构，进气道激波系的总压恢复系数为σ_s＝σ₁·σ₂，其中σ₁、σ₂分别为锥形激波、正激波的总压恢复系数；第二步：锥形激波形成的半锥角为δ_c的圆锥在超声速流中产生第二半锥角为β的第二锥形激波；第三步：令进气道进口鼓包高度为h，当地附面层厚度为δ，h/δ＝2～2.5，对第二步生成的鼓包压缩面进行缩放，满足实际尺寸要求；第四步：进气道唇口采用保形和后掠唇口设计。本发明实现了减小进气道喉道马赫数，提高进气道性能，使进气道唇口后掠角与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，可以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数的目的道。

Description

实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法

技术领域

本发明涉及的是一种基于不等强波系的与前机身一体化的Bump进气道设计，属于超声速进气道技术领域。

背景技术

进气道的设计是战斗机设计的关键之一。进气道不仅要在所有的状态下为发动机提供足够的高质量的空气质量，在设计时还要考虑总体布局的约束和一体化设计的要求，此外，还必须满足战斗机的总体隐身要求。对于超声速进气道来说，需要通过一系列的激波，将超声速来流减速为亚声速流，在扩压段通道内继续减速扩压，再流向发动机。传统的超声速进气道设计一般采用压缩斜板或压缩锥形成激波系，并通过附面层隔道和隔板将进气道进口抬离机身表面，以避免机身表面附面层内的低能气流进入进气道。

无附面层隔道超声速进气道，也称Bump进气道，是由洛克希德·马丁公司设计并在F-35飞机上成功应用的一种新型进气道。这种进气道的进气口并没有设置常规的固定式附面层隔道，而是通过计算机设计了一个三维曲面的突起块(或鼓包)。这个鼓包起到对气流的压缩作用，并产生一个把附面层气流推离进气道的压力分布。整个进气***没有可动部件，没有附面层隔离板，也没有放气***和旁通***，减少了300磅的结构重量，也因此降低了生产和使用费用。

由于国外一贯对先进的气动设计技术严格保密，有关F-35飞机的资料只有一般性的报导和公开的飞机图片，有关Bump进气道设计及性能研究的国外公开文献几乎没有。近年来，国内有多家单位开展了对Bump进气道的研究工作，其中成都飞机设计研究所设计的Bump进气道并已在国产FC-1“枭龙”飞机上应用。

然而，国内外对Bump进气道的关注点主要集中于三维鼓包压缩面的设计，已发表的文献均未关注Bump进气道与飞机前机身的一体化设计，没有给出有关一体化设计参数的选取原则。

发明内容

本发明目的是提供一种减小进气道喉道马赫数，提高进气道性能，使进气道唇口后掠角与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，可以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数的基于不等强波系与前机身一体化的Bump进气道。

本发明为实现上述目的，采用如下的技术方案：

一种实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，超声速来流在鼓包压缩面的头部产生一道锥形激波，在进气道唇口前形成一道正激波；

第一步：进气道波系采用基于不等强波系的外压式两波系结构，进气道激波系的总压恢复系数为σ_s＝σ₁·σ₂，其中σ₁、σ₂分别为锥形激波、正激波的总压恢复系数，按等波强配波理论分析，两道波的波强相等时总压恢复系数最高，为最佳波系；

第二步：半锥角为δ_c的圆锥在超声速流中产生半锥角为β的锥形激波，锥形激波的圆半径为R，用距圆锥轴线距离d的平面截锥形激波，其中d＜R，从截取平面与锥形激波交线上每一点向后发出的流线构成鼓包压缩面；

第三步：令进气道进口鼓包高度为h，当地附面层厚度为δ，进气道进口鼓包高度h和当地附面层厚度δ之间满足关系式h/δ＝2～2.5，对第二步生成的鼓包压缩面进行缩放，满足实际尺寸要求；

第四步：进气道唇口采用保形和后掠唇口设计，进***缘大部分与圆锥激波面贴合，唇口后掠角分别与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数。

本发明正激波后的进口马赫数不大于0.75。

本发明用距离生成体圆锥轴线不同高度h的平面或曲面去截取锥形流流场，只要所截流面末端与圆锥顶点连线和轴线夹角相同，则所生成的乘波体型面相似。

本发明根据进气道的进口波系计算圆锥激波角β_锥和圆锥半锥角δ_c，然后确定型面偏转角θ，最后根据乘波体型面相似设计原理生成鼓包压缩面。

令鼓包宽度为W，鼓包宽度W与距离d之间的比值W/d与鼓包压缩面偏转角θ符合下面的变化规律，即当W/d≥10时，型面偏转角θ接近于圆锥半锥角δ_c，δ_c-θ＜1°。

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、利用本发明的不等强波系设计方法，能减小进气道喉道马赫数，提高进气道性能。

2、利用本发明的基于型面偏角的乘波体鼓包压缩面相似设计方法，可以简化设计过程，不再需要对参数d进行比较和优化。

3、利用本发明建立的鼓包设计高度和当地附面层厚度之间的关系，可以将鼓包与飞机前机身进行一体化设计。

4、利用本发明的保形唇口设计，可以使进***缘大部分与激波面贴合，避免唇罩上方溢流。

5、利用本发明的后掠唇口设计，使进气道唇口后掠角与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，可以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数。

附图说明

图1是Bump进气道进口波系设计示意图。

图2是按流量平均计算得到的Bump进气道进口波系在不同半锥角时圆锥激波及正激波后马赫数和总压恢复系数图。

图3(a)是在超声速气流中用平面截锥形激波生成乘波体鼓包压缩面的xoy坐标面内示意图。

图3(b)是在超声速气流中用平面截锥形激波生成乘波体鼓包压缩面的yoz坐标面内示意图。

图3(c)是在超声速气流中用平面截锥形激波生成乘波体鼓包压缩面的xoz坐标面内示意图。

图3(d)是在超声速气流中用平面截锥形激波生成的乘波体鼓包压缩面型面三维示意图。

图4是鼓包压缩面偏转角θ示意图。

图5是不同距离d处截半锥角δ_c＝12°的圆锥所生成的锥形激波流场所得的鼓包压缩面偏转角θ与d的关系。

图6是距离d与鼓包宽度W的比值W/d与鼓包压缩面偏转角θ的关系。

图7是乘波体型面相似设计原理示意图。

图8是进气道进口横截面内鼓包与附面层厚度示意图。

图9是进口截面鼓包排除附面层面积比与鼓包/隔道高度关系图。

图10是进气道进口横截面保形进口与锥形激波示意图。

图11(a)是不同唇口后掠角方案的进气道总压恢复系数比较图。

图11(b)是不同唇口后掠角方案的进气道阻力系数比较图。

图12是唇口后掠角为20°的进气道造型图。

图中：1、超声速来流，2、鼓包压缩面，3、锥形激波，4、进气道唇口，5、正激波，6、圆锥体，7、截锥形激波的平面，8、锥形激波与截取平面的交线(即乘波体前缘线)，9、鼓包横截面，10、机身型线，11、进口附面层/隔道高度位置，12进气道唇口前缘线。

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，而不应当解释成本发明仅局限于在此所述的应用实例。

(1)不等强波系设计

图1示出一采用本发明的Bump进气道进口波系示意图。超声速来流1在鼓包压缩面2的头部产生一道锥形激波3，在进气道唇口4前形成一道正激波5。以设计来流马赫数Ma＝1.6为例，采用“锥形激波+正激波”的两波系设计，进气道激波系的总压恢复系数为σ_s＝σ₁·σ₂，其中σ₁、σ₂分别为第一、二道激波的总压恢复系数，按等波强配波理论分析，两道波的波强相等时总压恢复系数最高，为最佳波系。

由于圆锥激波后为锥形流，流场参数分布不均匀，沿过圆锥顶点的射线为等参数线，因此圆锥激波后的平均马赫数一般用锥面和激波面之间最大和最小马赫数的平均值来计算。图2给出了按流量平均计算得到的各半锥角对应的圆锥激波后马赫数和总压恢复系数图，其中Mα₁、Mα₂分别为第一、二道激波后的马赫数，圆锥半锥角δ_c＝24°时，按等强波系设计的波后总压恢复系数最高，达0.985，相应激波角为β_锥＝49.9°，此即最佳波角β_opt。

等强波系设计是基于无粘流、二维平面激波理论设计进气道波系的。本发明采用的不等强波系设计，是基于以下几方面的考虑：

①流体的粘性

由于流体粘性的影响，会在固壁表面形成逐渐发展增厚的附面层，使气流的实际偏转角增大，使波系增强、激波角增大。

②流场的非均匀性

锥形流流场的非均匀性，使得总压恢复系数最大时的激波角小于最佳波角，相应的半锥角偏小约1°。

③进气道的低速性能

考虑到低速性能，圆锥的半锥角的选取应尽可能使激波在各个马赫数下都不脱体，因此，圆锥的半锥角不能过大。半锥角越小，相应的脱体马赫数就越低，然而此时偏离最佳波系大，波系损失也大，所以半锥角不能太小，建议半锥角的取值范围为16°＜δ_c＜25°。

④进口/喉道马赫数要求

对于亚、超声速进气道来说，一般要求进气道喉道马赫数Mα_t＜0.85，否则会由于气流速度过大，造成内管道损失增大。若等强配波原则设计时，则锥形激波波强偏大，波后马赫数偏小，造成正激波后(进气道进口)马赫数偏大，气流在经过进口至喉道这一段收缩通道时，马赫数会进一步增大，造成喉道马赫数过大。在实例中，进气道设计马赫数1.6按等强波系原则进行波系设计时，正激波后(进气道进口)马赫数即达0.836～0.855，喉道马赫数还将继续增大，因此，需降低进口马赫数，必须采用不等强波系设计。

根据进口至喉道面积收缩比，计算可得进口马赫数不大于0.75可满足要求，因此选取半锥角δ_c＝20°，此时圆锥激波角β_锥＝45.8°。

(2)基于型面偏角的乘波体鼓包压缩面相似设计方法

确定了圆锥半锥角δ_c，Bump进气道鼓包压缩面即可按照求解锥形流的生成体法获得型面。图3示出了在超声速流中截锥形激波生成鼓包压缩面的示意图，半锥角为δ_c的圆锥6在超声速流中产生半锥角为β的锥形激波3，用距轴线距离d的平面7截锥形激波3，从截取平面7与锥形激波交线8上每一点向后发出的流线就构成了鼓包压缩面2。

目前国内外关于乘波体的设计都没有给出截取平面7与圆锥6轴线距离d的选取原则，本发明根据锥形流的特征，提出了一种基于型面偏转角的相似设计方法。如图4所示，型面偏转角θ定义为鼓包压缩面2纵向对称面型线末端的切线与进气道前方来流方向之间的夹角，由于型面即锥形流后流面，因此型面偏转角即流线末端偏转角。

图5示出了在不同距离d处截半锥角δ_c＝12°的圆锥所生成的锥形激波流场所得的鼓包压缩面偏角θ与d的关系。不同距离d处截得的鼓包压缩面偏角θ是不同的，随着d的增加，δ_c减小。图6示出了距离d与鼓包宽度W的比值W/d与鼓包压缩面偏角θ的关系，不同的圆锥半锥角，W/d与型面偏转角θ符合同样的变化规律，即当W/d≥10时，型面偏转角θ接近于圆锥半锥角δ_c，δ_c-θ＜1°。

图7示出了乘波体型面相似设计原理示意图。分别用过点A和点C的两个平面截取锥形激波3生成乘波体，乘波体的长度分别为AB和CD，虽然二者距圆锥轴线的距离d不同，但点B和点D均位于过圆锥6顶点角度为φ的射线上，只要所截流面末端与圆锥6顶点连线和圆锥轴线的夹角相同，所生成的乘波体型面就相似，与截取高度d无关，无量纲化后两个型面完全重合。

因此，本发明的特色在于，设计乘波体不再需要对参数d的比较和优化，而是利用本发明提出的不等强波系设计，首先根据进口波系设计计算圆锥激波角β_锥和圆锥半锥角δ_c，然后确定型面偏转角θ，最后根据乘波体型面相似设计原理生成鼓包压缩面。

(3)建立了鼓包设计高度和当地附面层厚度之间的关系

鼓包的主要作用之一是排除机身附面层，由于没有附面层隔道，因此鼓包有一部分是浸没在机身附面层里的，所以鼓包的设计必须要考虑和机身附面层的关系，即鼓包高度h和当地附面层厚度δ之间的关系。

图8示出了进气道进口横截面内鼓包与附面层厚度示意图，图中鼓包横截面2以阴影表示。在机身10表面，有一层附面层，附面层厚度所在位置用虚线11表示(虚线11位置也常用作附面层隔道的位置)，若附面层厚度为δ，通过给定鼓包高度h与δ的比值，即可按h/δ给定鼓包压缩面的缩放比例，不同大小的鼓包在横截面内的投影曲线与隔道和进***缘线有不同的交点。假定进口前附面层经过鼓包表面后的高度不变，仍为δ，则由于鼓包的作用，使来流附面层向两侧排移，因此附面层仅存在于虚线11位置下方、鼓包上方与唇缘线内侧的两个类三角形区域内。用A_diverter表示隔道的投影面积，A_bump表示鼓包的投影面积，A_flowby表示对应隔道面积内附面层被排除部分的面积，即用A_diverter减去上述两个类三角形面积剩下的面积，近似用A_flwby/A_diverter表示附面层的排除效果。当A_flowby/A_diverter＝1时表示附面层被全部排除。

图9给出了进口截面鼓包排除附面层面积比A_flowby/A_diverter、鼓包与隔道面积比A_bump/A_diverter与鼓包和隔道高度比h/δ之间的关系。可以看出，随着h/δ从1增加到4，附面层的排除量增大，但是增大的幅度逐渐变缓，h/δ＝4时A_floby/A_diverte＝0.929，即鼓包高度越大，排除的附面层越多。

但是另一方面，鼓包高度越大，则鼓包的迎风面积也越大。可以看出，h/δ＝2时，鼓包的投影面积已接近于隔道的投影面积，A_bump/A_diverter＝0.933。h/δ＝4时，鼓包的投影面积为隔道投影面积的3.733倍。鼓包面积增大，为满足进气道流通面积的要求，则必须抬高进气道的唇罩，由此又增大了整个进气道的迎风面积，阻力也会相应增大。因此，鼓包高度既不能太小，高度太小，则鼓包大部分埋没于附面层内，排除附面层的量有限；鼓包高度也不能太大，高度太大，则阻力太大。

鼓包高度不是一个独立的参数，受很多设计参数制约。当设计马赫数、生成体半锥角δ_c、型面偏转角θ等参数确定以后，鼓包的型面是确定了的，其长宽高均已给定，可以按照实际尺寸需要对所生成的鼓包压缩面进行放大或缩小。从图9中分析，h/δ＝2～2.5较为适宜，此时附面层排除量0.793～0.842，鼓包投影面积为隔道投影面积的0.933～1.458倍。

(4)保形、后掠唇口设计

图10示出了进气道进口横截面内保形进口与锥形激波示意图。基于锥形激波的锥导乘波体设计一般采用平面或曲面截取圆锥激波生成鼓包压缩面，因此存在鼓包压缩面与机身表面的不匹配问题。本发明在设计时考虑了机身的一体化要求，采用机身10曲面截取锥形激波3生成鼓包压缩面2，以使鼓包压缩面2与机身10表面光顺地融合。

由于鼓包2产生圆锥形激波3，与机身10之间形成了一个月牙形区域，只有当口面形状与圆锥形激波3完全贴合时才不会造成唇罩上方溢流。从图10中可以看到，由于采用了保形进口，使得进***缘大部分与圆锥形激波3贴合，只在与机身相交等两侧存在溢流，而两侧的溢流是不可避免的，鼓包表面被排除的附面层正是由两侧向进口外流动的。

Bump进气道排除附面层的作用是由鼓包压缩面和唇口共同作用完成的。图11给出了不同唇口后掠角方案的进气道性能比较图，图中横坐标为进气道流量系数φ，纵坐标分别为总压恢复系数σ和阻力系数C_D。可以看出，不同后掠角下的进气道总压恢复系数曲线和阻力系数曲线近似平行分布，随着唇口后掠角的增加，进气道的总压恢复系数曲线上升，在后掠角为20°时达到最高，30°时总压恢复系数曲线又下降，介于10°和20°之间；而阻力系数曲线则是随着唇口后掠角的增加而降低，后掠角为20°时阻力系数最小，30°时曲线介于10°和20°之间。图12给出了唇口后掠角为20°的进气道造型图。

根据计算分析，提出了进气道唇口后掠角应与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致的设计原则。在Bump进气道的设计过程中，鼓包压缩面的设计和唇口的设计是相关的，不能将这两部分孤立设计。

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。本实例中Bump进气道设计马赫数为1.6，本发明也适用于所有来流马赫数小于2.0的Bump进气道。本发明所述不等强波系设计，也适用于其它类型的超声速进气道，包括二元、轴对称等不同进口形状，以及外压式、混合压缩式波系进气道。本发明所述基于型面偏角的乘波体鼓包压缩面相似设计方法，也适用于任意超声速、高超声速乘波体设计，乘波体生成提可以是正圆锥，也可以是椭圆锥或其它广义圆锥。本发明所述的保形、后掠唇口设计，也适用于其它类型的超声速、高超声速进气道。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)

1.一种实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，其特征在于：超声速来流(1)在鼓包压缩面(2)的头部产生一道锥形激波(3)，在进气道唇口(4)前形成一道正激波(5)；

第一步：进气道波系采用基于不等强波系的外压式两波系结构，进气道激波系的总压恢复系数为σ_s＝σ₁·σ₂，其中σ₁、σ₂分别为锥形激波(3)、正激波(5)的总压恢复系数，按等波强配波理论分析，两道波的波强相等时总压恢复系数最高，为最佳波系；

第二步：半锥角为δ_c的圆锥(6)在超声速流中产生半锥角为β的锥形激波(3)，锥形激波(3)的圆半径为R，用距圆锥轴线距离d的平面(7)截锥形激波(3)，其中d＜R，从截取平面(7)与锥形激波交线(8)上每一点向后发出的流线构成鼓包压缩面；

第三步：令进气道进口鼓包高度为h，当地附面层厚度为δ，进气道进口鼓包高度h和当地附面层厚度δ之间满足关系式h/δ＝2～2.5，对第二步生成的鼓包压缩面进行缩放，满足实际尺寸要求；

第四步：进气道唇口采用保形和后掠唇口设计，进***缘大部分与圆锥激波面贴合，唇口后掠角分别与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数。

2.根据权利要求1所述的实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，其特征在于：正激波后的进口马赫数不大于0.75。

3.根据权利要求1所述的实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，其特征在于：用距离生成体圆锥轴线不同高度d的平面或曲面去截取锥形流流场，只要所截流面末端与圆锥顶点连线和轴线夹角相同，则所生成的乘波体型面相似。

4.根据权利要求1所述的实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，其特征在于：根据进气道的进口波系计算圆锥激波角β_锥和圆锥半锥角δ_c，然后确定型面偏转角θ，最后根据乘波体型面相似设计原理生成鼓包压缩面。

5.根据权利要求1或4所述的实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，其特征在于：令鼓包宽度为W，鼓包宽度W与距离d之间的比值W/d与鼓包压缩面偏角θ符合下面的变化规律，即当W/d≥10时，型面偏转角θ接近于圆锥半锥角δ_c，δ_c-θ＜1°。

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