[發明專利]一種進氣道斜切進口及其設計方法

無效

• 申請號: 200710304699.0
• 申請日: 2007-12-28
• 公開（公告）號: CN101229849A
• 公開（公告）日: 2008-07-30
• 發明（設計）人: 李大偉;張云飛;馬東立
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: B64D29/00
• 分類號: B64D29/00;B64F5/00
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所
• 代理人: 周長琪

技術領域

本發明屬于無人機的氣動設計領域，具體涉及一種無人機發動機的進氣道斜切進口及其設計方法。

背景技術

無人機廣泛用于戰役及戰略級偵察、監視等諸多領域。國內外對無人機開展了大量的研究。飛行器中進氣道安裝在機身背部靠后的位置，機身流場對進氣道性能有著重大影響，所以在設計階段要合理的確定前機身形狀和進氣道內管道形狀，使兩者相匹配，使進氣道進口處能獲得均勻的流場，滿足進氣道與發動機設計的要求。

在無人機的設計中，發動機進氣道與飛機機體的綜合設計是至關重要的，綜合設計需要達到的主要目的有以下幾項：1)盡量減小氣流在進氣道唇口處的流動角度；2)提供給發動機具有較高總壓恢復的流場；3)在整個飛行包線內消除或減小由進氣道帶來的渦流及附面層吸入；4)盡量避免由進氣道前方機身表面的突起物造成的紊流對進氣道的負面影響。進氣道與飛機機體的綜合設計不但要能提供具有高總壓恢復的流場以滿足發動機推力的需求，還要使流場的畸變盡量小以保證發動機的穩定工作。

發動機進口流場畸變是現代飛機設計人員最關心的問題，一方面發動機前的進氣道吸入了多種不穩定流，另一方面由于進氣道本身的特點也會產生流場的不穩定。這些不穩定流可歸結為以下幾個方面：1)飛機在大迎角飛行中進氣道唇口會產生氣流分離；2)機身的邊界層流被進氣道吸入；3)飛機產生的漩渦及尾流被吸入進氣道；4)進氣道內部的二次流和可能存在的內流分離。目前，一般飛機采用直線斜切進口，在設計過程中都會遇到上述類似的問題，以致超出了發動機允許的使用極限，使飛機在飛行過程中會出現發動機喘振和推力下降現象。

發明內容

本發明目的是解決飛機在大迎角飛行中進氣道唇口產生氣流分離的問題，而提供了一種進氣道的斜切進口及其設計方法。通過CFD仿真，有針對性地修改外形參數，優化外形，并分析這種進口如何改善S形進氣道內流特性。

為達到以上目的，采用如下技術方案：

本發明一種進氣道斜切進口，從下唇口前緣到上唇口前緣為曲線過渡，所述曲線一端端線與上唇口前緣水平線成90°，曲線另一端端線與下唇口前緣水平線成30°。

其設計方法步驟如下：

(1)建立進氣道模型。

在CAD(計算機輔助設計)軟件中，根據實際設計需要，建立一個進氣道模型。

(2)建立直紋曲面模型。

在CAD(計算機輔助設計)軟件中，通過生成線建立直紋曲面模型，所述直紋曲面的生成線是由三點構成的樣條曲線，曲線一端端線與上唇口前緣水平線成90°，曲線另一端端線與下唇口前緣水平線成30°，中間點為控制點。

(3)建立初步斜切口模型。

采用斜切進口外形，通過兩曲面相貫得到斜切進口模型，從下唇口前緣到上唇口前緣為曲線過渡，所述曲線是由兩個曲面的相貫線構成，所述兩個曲面為步驟(1)建立的進氣道模型進口處曲面和步驟(2)所建立的直紋曲面。

(4)模擬與建模。

將CAD模型導入CFD軟件中，進行S形進氣道內流場的數值模擬，得到S形進氣道進口流場圖譜，如果仍產生氣流分離，通過移動步驟(2)所述控制點修改直紋曲面生成線形狀，重復步驟(2)至步驟(4)，直到氣流沒有分離為止。

本發明的優點在于：

(1)利用本發法設計的S形進氣道斜切進口，經驗證具有較好的氣動特性，總壓恢復系數較高，穩態畸變指數處在較小的量級上，能夠滿足工程實際的需要。

(2)將CAD與CFD方法相結合，先利用CAD方法設計進氣道斜切進口外形，之后采用CFD方法模擬進氣道內流場，有效提高設計效率，縮短設計周期。

附圖說明

圖1本發明一種進氣道斜切進口外形；

圖2本發明提供的進氣道斜切進口外形設計方法的流程圖；

圖3大迎角狀態下進氣道斜切進口處流場；

圖4地面吸氣狀態下進氣道斜切進口處流場。

圖中：1.上唇口；2.下唇口；3.控制點。

具體實施方式

下面將結合附圖對本發明作進一步的詳細說明。

本發明一種進氣道斜切進口，從下唇口2前緣到上唇口1前緣為曲線過渡，所述曲線一端端線與上唇口1前緣水平線成90°，曲線另一端端線與下唇口2前緣水平線成30°，斜切口外形輪廓如圖1所示。

其設計方法的設計流程圖如圖2所示，具體步驟如下：

(1)建立進氣道模型。