一种背负式s形进气道的制作方法

文档序号：4143657阅读：351来源：国知局

专利名称：一种背负式s形进气道的制作方法
技术领域：
本发明属于无人机的气动设计领域，具体涉及一种适用于无人机燃烧室的进气道的设计技术。
背景技术：
无人机广泛用于战役及战略级侦察、监视、目标定位、目标毁伤评估、电子对抗、通信中继等诸多领域。它的突出特点是飞行高度高，留空时间长，任务载荷大。隐身性是现代先进军用飞机设计的一个基本要求，进气道是实现无人机隐身性的一个重要组成部分。如果进气道隐身不好，发动机风扇和涡轮的正面暴露在入射的雷达视线之中，那无异于黑夜中手电筒照在闪亮的大门板上，想不看见都难。飞行器中推进系统特别是进气道部分是一个强散射源，进气道的管道可能引起强的雷达回波，而且雷达入射波通过直的进气道从压气机反射出强的回波。进气道安装在机身背部靠后的位置，机身流场对进气道性能有着重大影响，所以在设计阶段要合理的确定前机身形状和进气道内管道形状，使两者相匹配，使进气道进口处能获得均匀的流场，满足进气道与发动机设计的要求。进气道设计分里外两部分，"里"是指进气口以内到发动机的这一段，对于隐身来说，这一段应该有所弯曲，使发动机正面不直接暴露在入射的雷达视线之中；"外"是指进气口本身，这要求尽量避免边界层分离板，及进气口唇部和前进方向(一般假定为最主要的雷达入射方向)不成直角，如果可能的话，甚至避免边界层分离。结构紧凑的S形进气道是无人机设计中要采用的一种设计形式。它的缺点是总压恢复低，气流不均匀度和紊流度大，从而会导致降低发动机(飞机)性能和发动机喘振边界，这是由于S形进气道本身形状的限制和进气特点决定的，势必存在进气道出口总压恢复较低，畸变较大的问题。发明内容本发明的主要目的是根据无人机的布局特点，提供一种短扩压、大偏距、背负式S形进气道，解决S形进气道出口总压恢复低，畸变大的问题。通过CFD 仿真、分析，有针对性地修改外形参数，优化外形。为达到以上目的，本发明采用的技术方案如下1)唇口内形釆用1/4椭圆形状，进气口唇口上部截面、唇口两侧截面、唇口下部截面取不同的椭圆方程，唇口上部截面取的椭圆方程为唇口两侧截面取的椭圆方程为唇口下部截面取的椭圆方程为222 722262 72230' 72'式中，x、少分别为截面上点的横、纵坐标；唇口外形截面采用NACA-1系列进气道形状；2)扩压器中心线取前急后缓中心线与缓急相当中心线之间总压恢复系数最高的一条中心线，所述扩压器中心线比所述前急后缓中心线在进口处缓和，其中，前急后缓中心线满足等式.-<formula>formula see original document page 5</formula>改进后中心线满足等式<formula>formula see original document page 5</formula>式中，F代表扩压器中心线的纵坐标、A7代表扩压器的偏心距、X代表扩压器中心线的横坐标，丄代表扩压器的长度；3)扩压器沿程面积变化律取前急后缓沿程面积变化律与缓急相当沿程面积变化律之间总压恢复系数最高的一条中心线，其中，前急后缓沿程面积变化律满足等式<formula>formula see original document page 5</formula>改进后扩压器沿程面积变化律满足等式:<formula>formula see original document page 5</formula>式中4代表扩压器沿程面积，4代表扩压器的进口面积，4代表扩压器出口截面积，Z代表扩压器中心线的横坐标，丄代表扩压器的长度。本发明的优点在于(1) 利用本发明一种背负式s形进气道，经验证明具有较好的气动特性，总压恢复系数较高，稳态畸变指数处在较小的量级上，能够满足工程实际的需要。(2) 改进后的S形进气道扩压器中心线方程和沿程面积变化规律证明对改善 S形进气道的内流特性有利。(3) 本发明一种背负式S形进气道受机体的遮蔽，可以降低进气道对电磁波的散射，从而减小飞机的RCS。(4) 本发明一种背负式S形进气道与机体相融合，可有效降低飞机的型阻。

图1为本发明一种背负式S形进气道截面示意图；图2为扩压器中心线形式示意图；图3为扩压器气沿程变化律示意图；图4为本发明一种S形进气道出口总压恢复图谱。图中l唇口上部截面2唇口两侧截面3唇口下部截面 4扩压器中心线 5前急后缓中心线6改进后中心线7缓急相当中心线 8前缓后急中心线 9前急后缓沿程面积变化律 10改进后扩压器沿程面积变化律11缓急相当沿程面积变化律 12前缓后急沿程面积变化律具体实施方式
下面将结合附图对本发明作进一步的详细说明。本发明一种背负式S形进气道，一体成型，如图1所示。 1)唇口内形采用1/4椭圆形状，考虑到飞机低速大迎角及侧风的影响，进气口唇口上部截面l、唇口两侧截面2、唇口下部截面3截面取不同的椭圆方程，不同的椭圆方程实际上就是不同的进口收缩比，唇口上部截面l取的椭圆方程为唇口两侧截面2取的椭圆方程为:唇口下部截面3取的椭圆方程为<formula>formula see original document page 6</formula>唇口外形截面采用NACA-1系列进气道外形。2)扩压器中心线4设计，根据经验，首先设定三种中心线变化方式，分别为前急后缓中心线5、缓急相当中心线7、前缓后急中心线8,其中，前急后缓中心线5满足等式<formula>formula see original document page 7</formula>缓急相当中心线7满足等式:前缓后急中心线8满足等式<formula>formula see original document page 7</formula>然后主要从在气流进入第二弯后不至于从下壁面分离方面考虑，结合大偏距的进气特点，在前急后缓中心线5、缓急相当中心线7基础上，修改等式系数，取前急后缓中心线5与缓急相当中心线7之间总压恢复系数最高的一条中心线，得出一种接近前急后缓变化的新中心线形式，即改进后中心线6，它与前急后缓中心线5的区别在于进口较为缓和，它满足等式<formula>formula see original document page 7</formula>改进后中心线6与前急后缓中心线5、缓急相当中心线7、前缓后急中心线8的具体形式如图2所示。上述等式中，y代表扩压器中心线的纵坐标、A7代表扩压器的偏心距、X代表扩压器中心线的横坐标，￡代表扩压器的长度。3)扩压器沿程面积变化律的设计，根据经验，首先设定三种扩压器沿程面积变化律变化方式，分别为前急后缓沿程面积变化律9、缓急相当沿程面积变化律11、前缓后急沿程面积变化律12,其中，前急后缓沿程面积变化律9满足等式<formula>formula see original document page 7</formula>缓急相当沿程面积变化律11满足等式:1、4前缓后急沿程面积变化律12满足等式:<formula>formula see original document page 7</formula>然后主要考虑到为了尽量避免扩压器内气流出现分离，扩压器扩张角的变化应尽量缓和，尤其在扩压器出口处，不宜对气流进行过大的沿程扩压。为在有限长度上达到所需的扩压值，只有略微增大进口处的沿程扩压，为此在前急后缓沿程面积变化律9的基础上，修改等式系数，取前急后缓沿程面积变化律与缓急相当沿程面积变化律之间总压恢复系数最高的一条中心线，形成一种新的的扩压器沿程面积变化律，即改进后扩压器沿程面积变化律10，它满足等式<formula>formula see original document page 8</formula>它与前急后缓沿程面积变化律9、缓急相当沿程面积变化律11、前缓后急沿程面积变化律12的具体参数如图3所示。上述等式中，X代表扩压器沿程面积，^代表扩压器的进口面积，4代表扩压器出口截面积，X代表扩压器中心线的横坐标， Z代表扩压器的长度。通过上述几何外形参数的设定，利用CAD (计算机辅助设计)软件造型，形成的外形图如图l所示。将CAD (计算机辅助设计)完成的这种背负式S形进气道模型导入CFD软件中，迸行背负式S形进气道内流场的数值模拟，这种背负式S形进气道出口流场图谱，如图4所示，左边为出口总压恢复系数等值线，右边为出口速度流线。从图中计算得到出口总压恢复系数为96.5%，畸变指数为 0.12完全满足工程实际要求。
权利要求
1、一种背负式S形进气道，一体成型，其特征在于，该进气道满足(1)对于唇口部分，唇口内形采用1/4椭圆形状，进气口唇口上部截面、唇口两侧截面、唇口下部截面取不同的椭圆方程；所述唇口上部截面取的椭圆方程为<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mfrac> <msup><mi>x</mi><mn>2</mn> </msup> <msup><mn>22</mn><mn>2</mn> </msup></mfrac><mo>+</mo><mfrac> <msup><mi>y</mi><mn>2</mn> </msup> <msup><mn>72</mn><mn>2</mn> </msup></mfrac><mo>=</mo><mn>1</mn><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>唇口两侧截面取的椭圆方程为<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mfrac> <msup><mi>x</mi><mn>2</mn> </msup> <msup><mn>26</mn><mn>2</mn> </msup></mfrac><mo>+</mo><mfrac> <msup><mi>y</mi><mn>2</mn> </msup> <msup><mn>72</mn><mn>2</mn> </msup></mfrac><mo>=</mo><mn>1</mn><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>唇口下部截面取的椭圆方程为<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mfrac> <msup><mi>x</mi><mn>2</mn> </msup> <msup><mn>30</mn><mn>2</mn> </msup></mfrac><mo>+</mo><mfrac> <msup><mi>y</mi><mn>2</mn> </msup> <msup><mn>72</mn><mn>2</mn> </msup></mfrac><mo>=</mo><mn>1</mn><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>式中，x、y分别为截面上点的横、纵坐标；(2)对于进气道扩压器中心线，取前急后缓中心线与缓急相当中心线之间总压恢复系数最高的一条中心线，所述扩压器中心线比所述前急后缓中心线在进口处缓和；所述前急后缓中心线满足等式<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mi>Y</mi><mo>=</mo><mi>ΔY</mi><mo>[</mo><mn>3</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>4</mn></msup><mo>-</mo><mn>8</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>3</mn></msup><mo>+</mo><mn>6</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn></msup><mo>]</mo><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>改进后中心线满足等式<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mi>Y</mi><mo>=</mo><mi>ΔY</mi><mo>[</mo><mn>4</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>5</mn></msup><mo>-</mo><mn>7</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>4</mn></msup><mo>+</mo><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>3</mn></msup><mo>+</mo><mn>4</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn></msup><mo>]</mo><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>式中，Y代表扩压器中心线的纵坐标、ΔY代表扩压器的偏心距、X代表扩压器中心线的横坐标，L代表扩压器的长度；(3)对于进气道扩压器沿程面积变化律，取前急后缓沿程面积变化律与缓急相当沿程面积变化律之间总压恢复系数最高的一条中心线；所述前急后缓沿程面积变化律满足等式<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mfrac> <mi>A</mi> <msub><mi>A</mi><mn>1</mn> </msub></mfrac><mo>=</mo><mrow> <mo>(</mo> <mfrac><msub> <mi>A</mi> <mn>2</mn></msub><msub> <mi>A</mi> <mn>1</mn></msub> </mfrac> <mo>-</mo> <mn>1</mn> <mo>)</mo></mrow><mo>[</mo><mo>-</mo><mn>3</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>4</mn></msup><mo>+</mo><mn>4</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>3</mn></msup><mo>]</mo><mo>+</mo><mn>1</mn><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>改进后扩压器沿程面积变化律满足等式<math-cwu><![CDATA[<math> <mrow><mfrac> <mi>A</mi> <msub><mi>A</mi><mn>1</mn> </msub></mfrac><mo>=</mo><mrow> <mo>(</mo> <mfrac><msub> <mi>A</mi> <mn>2</mn></msub><msub> <mi>A</mi> <mn>1</mn></msub> </mfrac> <mo>-</mo> <mn>1</mn> <mo>)</mo></mrow><mo>[</mo><mn>2</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>5</mn></msup><mo>-</mo><mn>3</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>4</mn></msup><mo>-</mo><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>3</mn></msup><mo>+</mo><mn>2</mn><msup> <mrow><mo>(</mo><mfrac> <mi>X</mi> <mi>L</mi></mfrac><mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn></msup><mo>]</mo><mo>+</mo><mn>1</mn><mo>,</mo> </mrow></math>]]></math-cwu>式中，A代表扩压器沿程面积，A1代表扩压器的进口面积，A2代表扩压器出口截面积，X代表扩压器中心线的横坐标，L代表扩压器的长度。
2、根据权利要求1所述的一种背负式S形进气道，其特征在于所述唇口外形截面采用NACA-1系列进气道形状。
全文摘要
本发明公开了一种背负式S形进气道，其唇口内形采用1/4椭圆形状，进气口唇口上部截面、唇口两侧截面、唇口下部截面取不同的椭圆方程；扩压器中心线设计采用一种接近前急后缓变化的新中心线形式，取前急后缓中心线与缓急相当中心线之间总压恢复系数最高的一条中心线；扩压器沿程面积变化律的设计是在前急后缓程面积变化律的基础上，取前急后缓沿程面积变化律与缓急相当沿程面积变化律之间总压恢复系数最高的一条中心线。本发明具有较好的气动特性，总压恢复系数较高，稳态畸变指数处在较小的量级上，对改善S形进气道的内流特性有利，且可有效降低飞机的型阻。
文档编号B64D33/00GK101214857SQ200710304700
公开日2008年7月9日申请日期2007年12月28日优先权日2007年12月28日
发明者朔张, 李大伟, 马东立申请人:北京航空航天大学

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该技术已申请专利。仅供学习研究，如用于商业用途，请联系技术所有人。
技术研发人员：李大伟;张朔;马东立;向锦武
技术所有人：北京航空航天大学
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