[發(fā)明專利]橫向壓力梯度可控的鼓包設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201610065072.3
• 申請(qǐng)日: 2016-01-29
• 公開（公告）號(hào): CN105649779B
• 公開（公告）日: 2017-03-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 鄭曉剛;李怡慶;尤延鋮
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 廈門大學(xué)
• 主分類號(hào): F02C7/042
• 分類號(hào): F02C7/042;B64D33/02
• 代理公司: 廈門南強(qiáng)之路專利事務(wù)所(普通合伙)35200
• 代理人: 馬應(yīng)森

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及超音速飛行器，尤其是涉及一種橫向壓力梯度可控的鼓包設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

超音速飛行器的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術(shù)的焦點(diǎn)之一。自從20世紀(jì)60年代以來，大量的實(shí)驗(yàn)研究表明，推進(jìn)系統(tǒng)是實(shí)現(xiàn)超音速飛行的基礎(chǔ)，而這其中進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)則是一個(gè)重要的環(huán)節(jié)。傳統(tǒng)的進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)時(shí)，考慮到附面層的影響，通常會(huì)設(shè)有附面層隔道與吸除/抽吸裝置。而這對(duì)于飛行器的飛行與隱身要求顯然是不利的。20世紀(jì)90年代，美國的洛克希德·馬丁公司開始探索一種新的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法，在研究中提出了無附面層隔道超音速進(jìn)氣道(Diverter-less Supersonic Inlet縮寫為DSI)的新概念，DSI進(jìn)氣道即為鼓包進(jìn)氣道(楊應(yīng)凱.Bump進(jìn)氣道設(shè)計(jì)與試驗(yàn)研究[J].空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào),2007,03期(3):336-338)。

傳統(tǒng)的鼓包進(jìn)氣道是基于圓錐形流場，采用乘波理論設(shè)計(jì)的，圓錐激波附著在鼓包壓縮面的邊緣。源于錐形流動(dòng)的基本特點(diǎn)，在圓錐形激波的波后會(huì)存在較大的橫向壓力梯度，從而使得大部分的附面層被吹出進(jìn)氣道。鼓包進(jìn)氣道與傳統(tǒng)的超音速進(jìn)氣道相比，取消了附面層隔道，泄放系統(tǒng)，旁路系統(tǒng)，使得飛行器在性能、機(jī)動(dòng)、隱身、結(jié)構(gòu)和質(zhì)量等方面具有獨(dú)特的優(yōu)勢。因此相比于傳統(tǒng)的進(jìn)氣道，鼓包進(jìn)氣道使得飛機(jī)的阻力更小，重量更輕，可靠性更高(朱宇,李天.Bump進(jìn)氣道設(shè)計(jì)研究[C]//首屆全國航空航天領(lǐng)域中的力學(xué)問題學(xué)術(shù)研討會(huì)論文集(上冊(cè)).2004)。

現(xiàn)階段設(shè)計(jì)鼓包進(jìn)氣道的方法主要有兩種：一種是根據(jù)錐形流理論，給定一個(gè)圓錐形流場，利用乘波理論進(jìn)行鼓包設(shè)計(jì)；另一種則是基于吻切乘波設(shè)計(jì)理論，進(jìn)行鼓包設(shè)計(jì)。雖然上述兩種方法設(shè)計(jì)的鼓包進(jìn)氣道相對(duì)于傳統(tǒng)的超音速進(jìn)氣道有很大的優(yōu)勢，但是此法設(shè)計(jì)出的鼓包進(jìn)氣道仍有一定的缺陷。鼓包進(jìn)氣道的壓縮面上雖然存在流向與橫向的壓力梯度，但是橫向壓力梯度的分布仍然是不可控的。而目前科研人員也沒有發(fā)現(xiàn)有效的方法，使得橫向壓力梯度分布得到控制。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的旨在提供可提高鼓包對(duì)附面層吹除能力的橫向壓力梯度可控的鼓包設(shè)計(jì)方法。

本發(fā)明包括以下步驟：

1)獲得所需的壓力梯度分布，具體方法如下：

將鼓包的前緣壓縮型線離散成一系列的點(diǎn)，每個(gè)點(diǎn)在截面中的流向壓力梯度分布趨勢呈線性增長，改變各個(gè)流向截面中壓力分布曲線的斜率，以此控制橫向壓力梯度的分布；

在步驟1)中，所述改變各個(gè)流向截面中壓力分布曲線的斜率時(shí)，指定各直線的斜率由中間向兩側(cè)逐漸降低。

2)利用逆向特征線法求得所需的壓縮型面，具體方法如下：

根據(jù)給定的來流條件和流向壓力分布曲線，采用特征線法逆向求解該截面內(nèi)的壓縮型線，并最終構(gòu)成橫向壓力梯度可控的鼓包壓縮型面，在給定來流參數(shù)和流向壓力分布曲線的條件下，在前緣激波的起點(diǎn)定義出一塊小區(qū)域，以右行特征線為特征線邊界條件，配合對(duì)應(yīng)橫坐標(biāo)的壓力值，求解得到該流向截面內(nèi)的壓縮型線；將鼓包的前緣壓縮型線中各離散點(diǎn)所在流向截面內(nèi)得到的壓縮型線組合得到鼓包壓縮型面；

3)形成鼓包的下表面，具體方法如下：

將鼓包的前緣壓縮型線沿著流向追蹤至設(shè)計(jì)截面即可獲得鼓包的下表面。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：橫向壓力梯度可控的鼓包進(jìn)氣道的結(jié)構(gòu)包括鼓包和進(jìn)氣道唇罩，而這其中最主要的是鼓包的設(shè)計(jì)。鼓包表面橫向壓力梯度的控制主要是通過構(gòu)造由中間向兩側(cè)遞減的壓力分布規(guī)律，將前緣曲線離散化，根據(jù)不同截面內(nèi)的壓力梯度，利用逆向特征線法求取對(duì)應(yīng)的壓縮型面實(shí)現(xiàn)的，以此實(shí)現(xiàn)鼓包進(jìn)氣道橫向壓力梯度的控制。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)：橫向壓力梯度可控的鼓包進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方法，一方面具備了傳統(tǒng)鼓包進(jìn)氣道的優(yōu)點(diǎn)，取消了附面層隔道、泄放系統(tǒng)和旁路系統(tǒng)，使得飛行器的結(jié)構(gòu)更輕，阻力更小，可靠性更高；另一方面，考慮了鼓包的橫向壓力梯度以后，能夠控制鼓包表面橫向壓力梯度的分布，改善了鼓包進(jìn)氣道對(duì)附面層的吹除能力。

附圖說明

圖1是橫向壓力梯度可控的鼓包進(jìn)氣道正視圖；

圖2是三個(gè)不同流向截面上的流向壓力梯度分布；

圖3是逆向特征線法的求解示意圖；

圖4是橫向壓力梯度可控的鼓包示意圖。