CN104819056B - 一种混合压缩型面的dsi进气道及其构造方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种混合压缩型面的DSI进气道，该DSI进气道依次具有楔形激波压缩面、第一道圆锥激波压缩面、第二道圆锥激波压缩面、第三道圆锥激波压缩面、第四道圆锥激波压缩面以及进气道进口轮廓线，进气道喉道附近设有多条放气缝。本发明还公开了一种混合压缩型面的DSI进气道的构造方法。本发明的混合压缩型面的DSI进气道，改善了DSI进气道的攻角适应性；改善了进气道的压缩激波系稳定性；改善了飞行器的气动性能；提高了进气道的动态和稳态性能。

Description

一种混合压缩型面的DSI进气道及其构造方法

技术领域

本发明涉及一种DSI进气道，尤其涉及一种混合压缩型面的DSI进气道。

本发明还涉及一种混合压缩型面的DSI进气道的构造方法。

背景技术

DSI进气道(又称无附面层隔道超音速进气道，英文名称DiverterlessSupersonicInlet，缩写为DSI进气道)是近年来兴起的一种不可调式超音速进气道。由于它取消了超音速进气道传统的隔道去除附面层技术方案，而改为依靠进气道进口前压缩型面上的横向压力梯度驱使附面层向进气道进口外边缘溢出的技术方案，因此使得超音速进气道在保持总压恢复系数等进气性能参数基本不变的前提条件下，简化了结构、减轻了重量、降低了制造和使用维护成本；并且由于没有了附面层隔道的强RCS信号源，因此也大大改善了超音速进气道的RCS隐身性能。鉴于上述原因，DSI进气道成为以吸气式发动机为动力装置的新一代高超音速飞行器的理想进气装置。在F35、以及J10改型等新型飞行器上获得了广泛应用。

目前使用的DSI进气道技术方案，通常采取在进气道进口前设计一个排除附面层的凸包结构，凸包排除附面层基于串联多级圆锥压缩面上存在横向压力梯度的原理工作。串联多级圆锥压缩面的DSI进气道技术方案，在进气道工作于设计点时具有较好的进气性能，但是对于飞行姿态、速度等飞行条件变化范围大的飞行器，当飞行器的飞行条件变化引起进气道工作于非设计点时，进气道进口前由串联多级圆锥压缩面产生的激波系将发生比较大的变化，从而导致进气道气流流动状态向远离设计状态偏离较多，进气道进气性能因此下降较多。

因此，需要提供一种新的技术方案来解决上述问题。

发明内容

对于飞行姿态、速度等飞行条件变化范围大的飞行器，需要一个新型的DSI进气道，本发明需要解决的技术问题是提供一种混合压缩型面的DSI进气道，使得进气道不仅在设计点具有较好的综合性能，而且在飞行器的整个飞行包线范围内仍然具有较好的综合性能保持能力。

为解决本发明的技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种混合压缩型面的DSI进气道，该DSI进气道依次具有楔形激波压缩面、第一道圆锥激波压缩面、第二道圆锥激波压缩面、第三道圆锥激波压缩面、第四道圆锥激波压缩面以及进气道进口轮廓线，所述进气道喉道附近设有多条放气缝。

所述放气缝为三道。

一种混合压缩型面的DSI进气道的构造方法，它包括以下步骤：

1)、确定飞行器的机身坐标系：选取飞行器前尖点为机身坐标系坐标原点、飞行器对称面内的纵轴为Y轴，飞行器对称面内与Y轴垂直并方向朝上的轴为Z轴，X轴由Y轴和Z轴按照右手定则确定；

2)、确定楔形激波压缩面的参考基准面：选取过Y轴且对称于YZ平面的“∧”形直纹面为楔形激波压缩面的参考基准面；

3)、确定进气道进口轮廓线形状：根据进气道在设计点的进气流量要求，结合飞行器对进气道的外形轮廓限制以及楔形激波压缩面的参考基准面位置，确定进气道进口轮廓线形状(在与楔形激波压缩面参考基准面拉伸方向垂直的某个平面内)，取进气道进口轮廓线为一段圆弧线；

4)、确定楔形激波压缩面以及进气道进口轮廓线位置：选取初始压缩激波气流转折角δ1，根据进气道设计点攻角、自由流Ma数以及楔形激波压缩面参考基准面，确定初始压缩激波的斜激波角β1，从而确定进气道进口轮廓线位置，Y轴方向位置给定；将进气道进口轮廓线沿飞行器对称面内的第一道斜激波线方向投影到楔形激波压缩面参考基准面，从而确定楔形激波压缩面的起始边缘线；将楔形激波压缩面的起始边缘线沿飞行器对称面内的第一道气流转折线向进气道进口处拉伸，产生楔形激波压缩面；

5)、确定第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线：按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式M_a1sinβ₁＝M_a2sinβ₂，β₁、M_a1分别指前一道激波的激波角和波前Ma数，β₂、M_a2分别指后一道激波的激波角和波前Ma数，确定第一道圆锥激波的斜激波角β2；然后以δ1+β2为半锥顶角，以平行于Y轴且通过进气道进口的圆弧轮廓线圆心的直线为旋转轴，以进气道进口边缘线的A、B两点为底面圆周通过点，作第一道圆锥激波面，第一道圆锥激波面和楔形激波压缩面的交线即为第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线；

6)、确定第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面：根据斜激波角β2、第一道圆锥激波的波前Ma数以及楔形激波的波后Ma数，确定第一道圆锥激波压缩面的气流转折角δ2，以垂直于飞行器对称面上第一道圆锥激波压缩线的直线为母线，以第一道圆锥激波面的旋转轴线为旋转轴，作第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面；

7)、确定第一道圆锥激波压缩面：将第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线以面法线投影方式向第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面投影，产生第一道圆锥激波压缩面起始边缘线的辅助投影线，连接第一道圆锥激波压缩面起始边缘线和其辅助投影线的对应点以构造一曲面，此曲面即为第一道圆锥激波压缩面；

8)、确定第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线：按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式M_a1sinβ₁＝M_a2sinβ₂，β₁、M_a1分别指前一道激波的激波角和波前Ma数；β₂、M_a2分别指后一道激波的激波角和波前Ma数，确定第二道圆锥激波的斜激波角β3；然后以β3+δ1+δ2为半锥顶角，以平行于Y轴且通过进气道进口的圆弧轮廓线圆心的直线为旋转轴，以进气道进口边缘线的A、B两点为底面圆周通过点，作第二道圆锥激波面，第二道圆锥激波面和第一道圆锥激波压缩面的交线即为第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线；

9)、确定第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面：根据斜激波角β3、第二道圆锥激波的波前Ma数以及第一道圆锥激波的波后Ma数，确定第二道圆锥激波压缩面的气流转折角δ3，以垂直于飞行器对称面上第二道圆锥激波压缩线的直线为母线，以第二道圆锥激波面的旋转轴线为旋转轴，作第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面；

10)、确定第二道圆锥激波压缩面：将第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线以面法线投影方式向第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面投影，产生第二道圆锥激波压缩面起始边缘线的辅助投影线，连接第二道圆锥激波压缩面起始边缘线和其辅助投影线的对应点以构造一曲面，此曲面即为第二道圆锥激波压缩面；

11)、构造后续圆锥激波压缩面：按照自由流Ma数以及DSI进气道进口前的气流减速增压要求，确定圆锥压缩激波的道数，并重复第二道圆锥激波压缩面的构造方法，构造完成后续圆锥激波压缩面；

12)、确定进气道的喉道面积和相应型面：根据飞行器的飞行速度和姿态范围，确定进气道的喉道面积，并完成进气道喉道的型面设计，进气道喉道型面应与光顺连接激波压缩面和进气道的扩张段型面；

13)、确定进气道的扩张段型面；确定进气道进口前的附面层排放口位置以及尺寸；确定进气道喉道附近的放气缝位置以及尺寸：放气缝沿进气道横向布设多道，其尺寸大小以放气量为进气道进气流量的2-3％设计。

本发明的有益效果：本发明的混合压缩型面的DSI进气道，改善了DSI进气道的攻角适应性；改善了进气道的压缩激波系稳定性；改善了飞行器的气动性能；提高了进气道的动态和稳态性能。

附图说明

图1为坐标系定义示意图。

图2为楔形激波压缩面的参考基准面。

图3为进气道进口轮廓线形状。

图4a为楔形激波压缩面以及进气道进口在Y、Z轴方向上的轮廓线位置。

图4b为楔形激波压缩面以及进气道进口在X、Z轴方向上的轮廓线位置。

图5a为第一道圆锥激波压缩面在Y、Z轴方向上的起始边缘线位置。

图5b为第一道圆锥激波压缩面在X、Z轴方向上的起始边缘线位置。

图6为第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面。

图7a为第一道圆锥激波压缩面在Y、Z轴方向上示意图。

图7b为第一道圆锥激波压缩面在X、Z轴方向上示意图。

图8为附面层排放缝对进气道性能的影响示意图。

图9a为进气道外形示意图。

图9b为图9a中A-A向示意图。

图9c为进气道外形立体图。

图9d为图9b中Ⅰ处放大示意图。

图9e为图9c中Ⅱ处放大示意图。

图10为进气道激波压缩面。

图11为进气道局部剖视图(剖切面为飞行器对称面)。

1、楔形激波压缩面，2、第一道圆锥激波压缩面，3、第二道圆锥激波压缩面，4、第三道圆锥激波压缩面，5、第四道圆锥激波压缩面，6、进气道进口轮廓线，7、进气道喉道，8、放气缝。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步说明。以下实施例仅用于说明本发明，不用来限制本发明的保护范围。

图9a、9b、9c、9d、9e、图10、图11所示，本发明的一种混合压缩型面的DSI进气道，该DSI进气道依次具有楔形激波压缩面1、第一道圆锥激波压缩面2、第二道圆锥激波压缩面3、第三道圆锥激波压缩面4、第四道圆锥激波压缩面5以及进气道进口轮廓线6，进气道喉道7附近设有三道放气缝8。

一种混合压缩型面的DSI进气道的构造方法，它包括以下步骤：

1)、确定飞行器的机身坐标系：选取飞行器前尖点为机身坐标系坐标原点、飞行器对称面内的纵轴为Y轴，飞行器对称面内与Y轴垂直并方向朝上的轴为Z轴，X轴由Y轴和Z轴按照右手定则确定(如图1)；

2)、确定楔形激波压缩面的参考基准面：选取过Y轴且对称于YZ平面的“∧”形直纹面为楔形激波压缩面的参考基准面(如图2)；

3)、确定进气道进口轮廓线形状：根据进气道在设计点的进气流量要求，结合飞行器对进气道的外形轮廓限制以及楔形激波压缩面的参考基准面位置，确定进气道进口轮廓线形状(在与楔形激波压缩面参考基准面拉伸方向垂直的某个平面内)，取进气道进口轮廓线为一段圆弧线(如图3)；

4)、确定楔形激波压缩面以及进气道进口轮廓线位置：选取初始压缩激波气流转折角δ1，根据进气道设计点攻角、自由流Ma数以及楔形激波压缩面参考基准面，确定初始压缩激波的斜激波角β1，从而确定进气道进口轮廓线位置，Y轴方向位置给定；将进气道进口轮廓线沿飞行器对称面内的第一道斜激波线方向投影到楔形激波压缩面参考基准面，从而确定楔形激波压缩面的起始边缘线；将楔形激波压缩面的起始边缘线沿飞行器对称面内的第一道气流转折线向进气道进口处拉伸，产生楔形激波压缩面(如图4a和图4b)；

5)、确定第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线：按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式M_a1sinβ₁＝M_a2sinβ₂，β₁、M_a1分别指前一道激波的激波角和波前Ma数，β₂、M_a2分别指后一道激波的激波角和波前Ma数，确定第一道圆锥激波的斜激波角β2；然后以δ1+β2为半锥顶角，以平行于Y轴且通过进气道进口的圆弧轮廓线圆心的直线为旋转轴，以进气道进口边缘线的A、B两点为底面圆周通过点，作第一道圆锥激波面，第一道圆锥激波面和楔形激波压缩面的交线即为第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线(如图5a和5b)；

6)、确定第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面：根据斜激波角β2、第一道圆锥激波的波前Ma数以及楔形激波的波后Ma数，确定第一道圆锥激波压缩面的气流转折角δ2，以垂直于飞行器对称面上第一道圆锥激波压缩线的直线为母线，以第一道圆锥激波面的旋转轴线为旋转轴，作第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面(如图6)；

7)、确定第一道圆锥激波压缩面：将第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线以面法线投影方式向第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面投影，产生第一道圆锥激波压缩面起始边缘线的辅助投影线，连接第一道圆锥激波压缩面起始边缘线和其辅助投影线的对应点以构造一曲面，此曲面即为第一道圆锥激波压缩面(如图7a和7b)；

8)、确定第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线：按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式M_a1sinβ₁＝M_a2sinβ₂，β₁、M_a1分别指前一道激波的激波角和波前Ma数；β₂、M_a2分别指后一道激波的激波角和波前Ma数，确定第二道圆锥激波的斜激波角β3；然后以β3+δ1+δ2为半锥顶角，以平行于Y轴且通过进气道进口的圆弧轮廓线圆心的直线为旋转轴，以进气道进口边缘线的A、B两点为底面圆周通过点，作第二道圆锥激波面，第二道圆锥激波面和第一道圆锥激波压缩面的交线即为第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线；

9)、确定第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面：根据斜激波角β3、第二道圆锥激波的波前Ma数以及第一道圆锥激波的波后Ma数，确定第二道圆锥激波压缩面的气流转折角δ3，以垂直于飞行器对称面上第二道圆锥激波压缩线的直线为母线，以第二道圆锥激波面的旋转轴线为旋转轴，作第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面；

10)、确定第二道圆锥激波压缩面：将第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线以面法线投影方式向第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面投影，产生第二道圆锥激波压缩面起始边缘线的辅助投影线，连接第二道圆锥激波压缩面起始边缘线和其辅助投影线的对应点以构造一曲面，此曲面即为第二道圆锥激波压缩面；

11)、构造后续圆锥激波压缩面：按照自由流Ma数以及DSI进气道进口前的气流减速增压要求，确定圆锥压缩激波的道数，并重复第二道圆锥激波压缩面的构造方法，构造完成后续圆锥激波压缩面；

12)、确定进气道的喉道面积和相应型面：根据飞行器的飞行速度和姿态范围，确定进气道的喉道面积，并完成进气道喉道的型面设计，进气道喉道型面应与光顺连接激波压缩面和进气道的扩张段型面；

13)、确定进气道的扩张段型面；确定进气道进口前的附面层排放口位置以及尺寸；确定进气道喉道附近的放气缝位置以及尺寸：放气缝沿进气道横向布设多道，其尺寸大小以放气量为进气道进气流量的2-3％设计。

本发明的优点如下：

1、改善了DSI进气道的攻角适应性：随着飞行器控制技术的进步，飞行器一般采用BTT转弯方式以提高飞行器的机动能力，因此在飞行器整个飞行包线范围内，进气道的侧滑角基本保持为零度，而进气道攻角的变化范围比较大，本发明的第一级楔形激波压缩面，能使得自由来流获得初始压缩的同时，还能使得任意攻角下的自由来流流向改变以保持后面级圆锥压缩型面的激波前流动方向不变，从而提高了DSI进气道在非设计点的进气性能，改善了DSI进气道的攻角适应性。

2、改善了进气道的压缩激波系稳定性：在设计点或者在非设计点，本发明的各道激波压缩面边缘线不相交(进气道进口边缘线两顶点处除外)，各道激波压缩面都不发生相交，从而避免了激波相交引起的流动干扰和附面层分离，改善了宽工作范围内进气道的压缩激波系稳定性。

3、改善了飞行器的气动性能：在设计点，进气道的各道激波都能封口，从而降低了进气道的波阻，减小了飞行器的气动阻力；由于第一道激波压缩面(楔形激波压缩面)产生的附体激波的流动隔离作用，使得飞行器下表面的气流难以流向上表面，从而能提高飞行器的气动升力；第一道激波压缩面的起始边缘线由进气道进口轮廓线规定，从而在保证第一道激波三维全向封口的同时，也避免了飞行器压心的过度前移，保证了飞行器的操纵稳定性。

4、提高了进气道的动态和稳态性能：本发明在进气道喉道附近设计了多道附面层排放缝，当进口气流参数或者发动机燃烧室的波动引起进气道出口反压的波动时，多道附面层排放缝将进气道结尾正激波的波动黏附在附面层排放缝附近，相当于增加了整个推进***的阻尼，提高了推进***的抗干扰能力，并在保持进气道稳定裕度不变的条件下，提高了进气道的出口总压恢复系数(如图8)。

Claims (1)

1.一种混合压缩型面的DSI进气道的构造方法，其特征在于，该DSI进气道依次具有楔形激波压缩面、第一道圆锥激波压缩面、第二道圆锥激波压缩面、第三道圆锥激波压缩面、第四道圆锥激波压缩面以及进气道进口轮廓线，所述进气道喉道附近设有多条放气缝，该DSI进气道的构造方法，包括以下步骤：

1)、确定飞行器的机身坐标系：选取飞行器前尖点为机身坐标系坐标原点、飞行器对称面内的纵轴为Y轴，飞行器对称面内与Y轴垂直并方向朝上的轴为Z轴，X轴由Y轴和Z轴按照右手定则确定；

2)、确定楔形激波压缩面的参考基准面：选取过Y轴且对称于YZ平面的“∧”形直纹面为楔形激波压缩面的参考基准面；

3)、确定进气道进口轮廓线形状：根据进气道在设计点的进气流量要求，结合飞行器对进气道的外形轮廓限制以及楔形激波压缩面的参考基准面位置，确定进气道进口轮廓线形状，取进气道进口轮廓线为一段圆弧线；

4)、确定楔形激波压缩面以及进气道进口轮廓线位置：选取初始压缩激波气流转折角δ1，根据进气道设计点攻角、自由流Ma数以及楔形激波压缩面参考基准面，确定初始压缩激波的斜激波角β1，从而确定进气道进口轮廓线位置，Y轴方向位置给定；将进气道进口轮廓线沿飞行器对称面内的第一道斜激波线方向投影到楔形激波压缩面参考基准面，从而确定楔形激波压缩面的起始边缘线；将楔形激波压缩面的起始边缘线沿飞行器对称面内的第一道气流转折线向进气道进口处拉伸，产生楔形激波压缩面；

5)、确定第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线：按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式M_a1sinβ₁＝M_a2sinβ₂，β₁、M_a1分别指前一道激波的激波角和波前Ma数，β₂、M_a2分别指后一道激波的激波角和波前Ma数，确定第一道圆锥激波的斜激波角β2；然后以δ1+β2为半锥顶角，以平行于Y轴且通过进气道进口的圆弧轮廓线圆心的直线为旋转轴，以进气道进口边缘线的A、B两点为底面圆周通过点，作第一道圆锥激波面，第一道圆锥激波面和楔形激波压缩面的交线即为第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线；

6)、确定第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面：根据斜激波角β2、第一道圆锥激波的波前Ma数以及楔形激波的波后Ma数，确定第一道圆锥激波压缩面的气流转折角δ2，以垂直于飞行器对称面上第一道圆锥激波压缩线的直线为母线，以第一道圆锥激波面的旋转轴线为旋转轴，作第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面；

7)、确定第一道圆锥激波压缩面：将第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线以面法线投影方式向第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面投影，产生第一道圆锥激波压缩面起始边缘线的辅助投影线，连接第一道圆锥激波压缩面起始边缘线和其辅助投影线的对应点以构造一曲面，此曲面即为第一道圆锥激波压缩面；

8)、确定第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线：按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式M_a1sinβ₁＝M_a2sinβ₂，β₁、M_a1分别指前一道激波的激波角和波前Ma数；β₂、M_a2分别指后一道激波的激波角和波前Ma数，确定第二道圆锥激波的斜激波角β3；然后以β3+δ1+δ2为半锥顶角，以平行于Y轴且通过进气道进口的圆弧轮廓线圆心的直线为旋转轴，以进气道进口边缘线的A、B两点为底面圆周通过点，作第二道圆锥激波面，第二道圆锥激波面和第一道圆锥激波压缩面的交线即为第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线；

9)、确定第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面：根据斜激波角β3、第二道圆锥激波的波前Ma数以及第一道圆锥激波的波后Ma数，确定第二道圆锥激波压缩面的气流转折角δ3，以垂直于飞行器对称面上第二道圆锥激波压缩线的直线为母线，以第二道圆锥激波面的旋转轴线为旋转轴，作第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面；

10)、确定第二道圆锥激波压缩面：将第二道圆锥激波压缩面的起始边缘线以面法线投影方式向第二道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面投影，产生第二道圆锥激波压缩面起始边缘线的辅助投影线，连接第二道圆锥激波压缩面起始边缘线和其辅助投影线的对应点以构造一曲面，此曲面即为第二道圆锥激波压缩面；

11)、构造后续圆锥激波压缩面：按照自由流Ma数以及DSI进气道进口前的气流减速增压要求，确定圆锥压缩激波的道数，并重复第二道圆锥激波压缩面的构造方法，构造完成后续圆锥激波压缩面；

12)、确定进气道的喉道面积和相应型面：根据飞行器的飞行速度和姿态范围，确定进气道的喉道面积，并完成进气道喉道的型面设计，进气道喉道型面应与光顺连接激波压缩面和进气道的扩张段型面；

13)、确定进气道的扩张段型面；确定进气道进口前的附面层排放口位置以及尺寸；确定进气道喉道附近的放气缝位置以及尺寸：放气缝沿进气道横向布设多道，其尺寸大小以放气量为进气道进气流量的2-3％设计。