“分半分层式”s形进气道的设计方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种"分半分层式"S形进气道的设计方法。针对壁面大曲率变化所造 成的S形进气道流动损失和出口畸变等问题，采用"二维分半""三维分层"的设计思想，建 立壁面几何参数模型，发展气动性能较优的S形进气道设计方法。
【背景技术】
[0002] 美国NASA的Langley研宄中心于20世纪90年代提出翼身融合布局飞机（BWB Aircraft，BlendedWingBodyAircraft)的概念，由于翼身融合布局飞机浸润面积较小， 因此在满足要求容积前提下可以实现摩擦阻力的减小。与传统布局相比，翼身融合布局飞 机具有更大的载运量、更高的升阻比和更低的耗油率，其经济性不言而喻。
[0003] NASA继而提出了将翼身融合布局飞机与发动机结合在一起的设计，使边界层抽吸 (BLI,BoundaryLayerIngestion)与分布式推进系统两个概念得到了结合。BLI嵌入式发 动机的应用对于提高推进效率，降低耗油率以及提高飞机升阻比、降低噪声等改善飞机气 动性能方面有着良好的作用。复杂的BLI嵌入式S形进气道气动特性对其设计提出了两个 主要的挑战：进气道必须能够为发动机提供可接受的畸变和尽可能高的总压恢复系数。如 果不能合理地解决这两个问题，将会大大减少可用的推力和发动机操作性，并极有可能消 除该布局的潜在优势。
[0004] 常规的S形进气道的设计主要由中心线变化规律和面积变化规律确定，研宄指 出：中心线变化规律和面积变化规律的不同组合方式影响S形进气道内部气流流动特性。 由于S形进气道中最大的分离区域出现在大曲率、大扩压处，S形管道壁面曲率会导致当地 不利压力梯度，管道壁面压力梯度是影响壁面边界层发展和管道损失产生的重要原因，但 传统的S形进气道设计是直接在中心线方程上引入流向面积规律而建立三维模型，因此该 设计方法并不能有效地建立起大曲率S形进气道壁面曲率与壁面压力分布的动力学关联， 其设计结果往往具有不确定性和局限性。因此，本发明通过采用"二维分半、三维分层"的 思想，研宄前后半程"负荷"分配规律，发展了一种大曲率S形进气道设计的普适性方法。
【发明内容】
[0005] 为了建立壁面曲率变化与压力分布的关联，研宄前后半程"负荷"分配规律，本发 明提供了一种"分半分层式"S形进气道的设计方法。首先借鉴两排静子叶栅中弧线设计 (图1)，采用"二维分半"设计思想，引入两无量纲参数"负荷系数" "扩张系数"，从进气道 壁面压力分布与壁面曲率关系及前后半程"负荷"分配规律出发，建立二维壁面几何参数化 模型；再以总压恢复系数为优化目标，将遗传算法与S形进气道造型程序相结合，对二维参 数化模型进行优化；继而采用"三维分层"设计思想，引入无量纲参数"分配系数"，通过沿程 "中心线"的确立进一步得到S形进气道的三维几何模型；最后探讨上述参数与进气道总压 损失以及出口畸变之间的物理联系，对几何模型进行优化，得到性能较优的S形进气道。
[0006] 本发明的技术解决方案："分半分层式"S形进气道的设计方法，其步骤如下：
[0007] (1)借鉴前后两排叶栅中弧线的设计方法，在S形进气道的造型中采用"二维分 半"设计，控制S形进气道前后半程的"负荷"分配，得到S形进气道中心流面二维模型示意 图；
[0008] (2)从S形进气道中心截面真实的二维流动角度分析，就其物理本质而言，气流在 S形进气道中的流动与叶轮机中静子叶栅中的流动是基本一致的，因此借鉴任意中弧线设 计规律，建立了仅含两个独立变化参数（负荷系数f、扩张系数D)的S形进气道几何描述， 代入待定系数，得到S形进气道内外壁面型线；
[0009] (3)将遗传算法与S形进气道造型程序及流场求解器结合建立了一种SB 进气道二维优化设计方法，在优化目标为总压恢复系数的情况下，得到优化参数：
【主权项】
1. "分半分层式" S形进气道的设计方法，其特征在于该方法包括： (1) 采用"二维分半"的设计思想，将S形进气道二维模型分为前后两部分，引入无量纲 参数"负荷系数""扩张系数"控制前后半程的负荷分配，通过任意多项式分别对内外壁面 前后半程进行设计。 (2) 将遗传算法与S形进气道造型程序及流场求解器结合建立了一种S形进气道二维 优化设计方法； (3) 在二维模型的基础上，采用"三维分层"的设计思想，引入参数"分配系数"，通过确 定沿程"中心线"建立了 S形进气道三维几何模型，并在均匀进气条件下完成S形进气道的 三维优化设计、优化及验证。
【专利摘要】发明一种“分半分层式”S形进气道的设计方法。首先借鉴两排静子叶栅中弧线设计，采用“二维分半”的设计思想，提出无量纲参数“负荷系数”“扩张系数”控制进气道法向和轴向压力分布，设计S形进气道的二维壁面型线，建立二维壁面几何参数化模型；以总压恢复系数为优化目标，将遗传算法与S形进气道造型程序相结合，从而对二维参数化模型进行优化；继而采用“三维分层”的设计思想，引入无量纲参数“分配系数”，通过沿程“中心线”的确定进一步得到S形进气道的三维几何模型；最后以总压恢复系数和出口畸变为优化目标，运用遗传算法对模型进行多目标优化，探讨上述参数与进气道总压损失以及出口畸变之间的物理联系，得到气动性能较优的S形进气道。
【IPC分类】G06F19-00, F02C7-04, G06F17-50
【公开号】CN104832291
【申请号】CN201510192595
【发明人】李秋实, 李志平, 谢珊珊
【申请人】北京航空航天大学
【公开日】2015年8月12日
【申请日】2015年4月22日