[發(fā)明專利]實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201010134882.2
• 申請(qǐng)日: 2010-03-29
• 公開（公告）號(hào): CN101813027A
• 公開（公告）日: 2010-08-25
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李博;郭榮偉
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): F02C7/04
• 分類號(hào): F02C7/04
• 代理公司: 南京經(jīng)緯專利商標(biāo)代理有限公司 32200
• 代理人: 張惠忠

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及的是一種基于不等強(qiáng)波系的與前機(jī)身一體化的Bump進(jìn)氣道 設(shè)計(jì)，屬于超聲速進(jìn)氣道技術(shù)領(lǐng)域。

背景技術(shù)

進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)是戰(zhàn)斗機(jī)設(shè)計(jì)的關(guān)鍵之一。進(jìn)氣道不僅要在所有的狀態(tài)下 為發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠的高質(zhì)量的空氣質(zhì)量，在設(shè)計(jì)時(shí)還要考慮總體布局的約束 和一體化設(shè)計(jì)的要求，此外，還必須滿足戰(zhàn)斗機(jī)的總體隱身要求。對(duì)于超聲 速進(jìn)氣道來(lái)說，需要通過一系列的激波，將超聲速來(lái)流減速為亞聲速流，在 擴(kuò)壓段通道內(nèi)繼續(xù)減速擴(kuò)壓，再流向發(fā)動(dòng)機(jī)。傳統(tǒng)的超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)一般 采用壓縮斜板或壓縮錐形成激波系，并通過附面層隔道和隔板將進(jìn)氣道進(jìn)口 抬離機(jī)身表面，以避免機(jī)身表面附面層內(nèi)的低能氣流進(jìn)入進(jìn)氣道。

無(wú)附面層隔道超聲速進(jìn)氣道，也稱Bump進(jìn)氣道，是由洛克希德·馬丁 公司設(shè)計(jì)并在F-35飛機(jī)上成功應(yīng)用的一種新型進(jìn)氣道。這種進(jìn)氣道的進(jìn)氣 口并沒有設(shè)置常規(guī)的固定式附面層隔道，而是通過計(jì)算機(jī)設(shè)計(jì)了一個(gè)三維曲 面的突起塊(或鼓包)。這個(gè)鼓包起到對(duì)氣流的壓縮作用，并產(chǎn)生一個(gè)把附 面層氣流推離進(jìn)氣道的壓力分布。整個(gè)進(jìn)氣系統(tǒng)沒有可動(dòng)部件，沒有附面層 隔離板，也沒有放氣系統(tǒng)和旁通系統(tǒng)，減少了300磅的結(jié)構(gòu)重量，也因此降 低了生產(chǎn)和使用費(fèi)用。

由于國(guó)外一貫對(duì)先進(jìn)的氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)嚴(yán)格保密，有關(guān)F-35飛機(jī)的資料 只有一般性的報(bào)導(dǎo)和公開的飛機(jī)圖片，有關(guān)Bump進(jìn)氣道設(shè)計(jì)及性能研究的 國(guó)外公開文獻(xiàn)幾乎沒有。近年來(lái)，國(guó)內(nèi)有多家單位開展了對(duì)Bump進(jìn)氣道的 研究工作，其中成都飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所設(shè)計(jì)的Bump進(jìn)氣道并已在國(guó)產(chǎn)FC-1“梟 龍”飛機(jī)上應(yīng)用。

然而，國(guó)內(nèi)外對(duì)Bump進(jìn)氣道的關(guān)注點(diǎn)主要集中于三維鼓包壓縮面的設(shè) 計(jì)，已發(fā)表的文獻(xiàn)均未關(guān)注Bump進(jìn)氣道與飛機(jī)前機(jī)身的一體化設(shè)計(jì)，沒有 給出有關(guān)一體化設(shè)計(jì)參數(shù)的選取原則。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明目的是提供一種減小進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)，提高進(jìn)氣道性能，使進(jìn) 氣道唇口后掠角與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激波角度相一致，可以增 大總壓恢復(fù)系數(shù)曲線、降低阻力系數(shù)的基于不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化的 Bump進(jìn)氣道。

本發(fā)明為實(shí)現(xiàn)上述目的，采用如下的技術(shù)方案：

一種實(shí)現(xiàn)不等強(qiáng)波系與前機(jī)身一體化Bump進(jìn)氣道的方法，超聲速來(lái)流在 鼓包壓縮面的頭部產(chǎn)生一道錐形激波，在進(jìn)氣道唇口前形成一道正激波；

第一步：進(jìn)氣道波系采用基于不等強(qiáng)波系的外壓式兩波系結(jié)構(gòu)，進(jìn)氣道 激波系的總壓恢復(fù)系數(shù)為σ_s＝σ₁·σ₂，其中σ₁、σ₂分別為錐形激波、正激 波的總壓恢復(fù)系數(shù)，按等波強(qiáng)配波理論分析，兩道波的波強(qiáng)相等時(shí)總壓恢復(fù) 系數(shù)最高，為最佳波系；

第二步：半錐角為δ_c的圓錐在超聲速流中產(chǎn)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(diǎn)向后發(fā)出的流線構(gòu)成鼓包壓縮 面；

第三步：令進(jìn)氣道進(jìn)口鼓包高度為h，當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸葹棣模M(jìn)氣道進(jìn) 口鼓包高度h和當(dāng)?shù)馗矫鎸雍穸圈闹g滿足關(guān)系式h/δ＝2～2.5，對(duì)第二步 生成的鼓包壓縮面進(jìn)行縮放，滿足實(shí)際尺寸要求；

第四步：進(jìn)氣道唇口采用保形和后掠唇口設(shè)計(jì)，進(jìn)口唇緣大部分與圓錐 激波面貼合，唇口后掠角分別與鼓包壓縮面最大轉(zhuǎn)折角、進(jìn)口正激波角度相 一致，以增大總壓恢復(fù)系數(shù)曲線、降低阻力系數(shù)。

本發(fā)明正激波后的進(jìn)口馬赫數(shù)不大于0.75。

本發(fā)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(chǎng)，只要所截流面末端與圓錐頂點(diǎn)連線和軸線夾角相同，則所生成的乘波體 型面相似。

本發(fā)明根據(jù)進(jìn)氣道的進(jìn)口波系計(jì)算圓錐激波角β_錐和圓錐半錐角δ_c，然 后確定型面偏轉(zhuǎn)角θ，最后根據(jù)乘波體型面相似設(shè)計(jì)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(zhuǎn)角θ符合下面的變化規(guī)律，即當(dāng)W/d≥10時(shí)，型面偏轉(zhuǎn)角θ接近于圓 錐半錐角δ_c，δ_c-θ＜1°。

本發(fā)明采用上述技術(shù)方案，與現(xiàn)有技術(shù)相比具有如下優(yōu)點(diǎn)：