一种混合压缩型面的dsi进气道的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及一种DSI进气道，尤其涉及一种混合压缩型面的DSI进气道。
【背景技术】
[0002]DSI进气道(又称无附面层隔道超音速进气道，英文名称DiverterlessSupersonic Inlet，缩写为DSI进气道)是近年来兴起的一种不可调式超音速进气道。由于它取消了超音速进气道传统的隔道去除附面层技术方案，而改为依靠进气道进口前压缩型面上的横向压力梯度驱使附面层向进气道进口外边缘溢出的技术方案，因此使得超音速进气道在保持总压恢复系数等进气性能参数基本不变的前提条件下，简化了结构、减轻了重量、降低了制造和使用维护成本；并且由于没有了附面层隔道的强RCS信号源，因此也大大改善了超音速进气道的RCS隐身性能。鉴于上述原因，DSI进气道成为以吸气式发动机为动力装置的新一代高超音速飞行器的理想进气装置。在F35、以及JlO改型等新型飞行器上获得了广泛应用。
[0003]目前使用的DSI进气道技术方案，通常采取在进气道进口前设计一个排除附面层的凸包结构，凸包排除附面层基于串联多级圆锥压缩面上存在横向压力梯度的原理工作。串联多级圆锥压缩面的DSI进气道技术方案，在进气道工作于设计点时具有较好的进气性能，但是对于飞行姿态、速度等飞行条件变化范围大的飞行器，当飞行器的飞行条件变化引起进气道工作于非设计点时，进气道进口前由串联多级圆锥压缩面产生的激波系将发生比较大的变化，从而导致进气道气流流动状态向远离设计状态偏离较多，进气道进气性能因此下降较多。
[0004]因此，需要提供一种新的技术方案来解决上述问题。
【实用新型内容】
[0005]对于飞行姿态、速度等飞行条件变化范围大的飞行器，需要一个新型的DSI进气道，本实用新型需要解决的技术问题是提供一种混合压缩型面的DSI进气道，使得进气道不仅在设计点具有较好的综合性能，而且在飞行器的整个飞行包线范围内仍然具有较好的综合性能保持能力。
[0006]为解决本实用新型的技术问题，本实用新型采用的技术方案是:
[0007]一种混合压缩型面的DSI进气道，该DSI进气道依次具有楔形激波压缩面、第一道圆锥激波压缩面、第二道圆锥激波压缩面、第三道圆锥激波压缩面、第四道圆锥激波压缩面以及进气道进口轮廓线，所述进气道喉道附近设有多条放气缝。
[0008]所述放气缝为三道。
[0009]本实用新型的有益效果:本实用新型的混合压缩型面的DSI进气道，改善了 DSI进气道的攻角适应性；改善了进气道的压缩激波系稳定性；改善了飞行器的气动性能；提高了进气道的动态和稳态性能。
【附图说明】
[0010]图1为坐标系定义示意图。
[0011]图2为楔形激波压缩面的参考基准面。
[0012]图3为进气道进口轮廓线形状。
[0013]图4a为楔形激波压缩面以及进气道进口在Y、Z轴方向上的轮廓线位置。
[0014]图4b为楔形激波压缩面以及进气道进口在X、Z轴方向上的轮廓线位置。
[0015]图5a为第一道圆锥激波压缩面在Y、Z轴方向上的起始边缘线位置。
[0016]图5b为第一道圆锥激波压缩面在X、Z轴方向上的起始边缘线位置。
[0017]图6为第一道圆锥激波压缩面的辅助圆锥面。
[0018]图7a为第一道圆锥激波压缩面在Y、Z轴方向上示意图。
[0019]图7b为第一道圆锥激波压缩面在X、Z轴方向上示意图。
[0020]图8为附面层排放缝对进气道性能的影响示意图。
[0021 ] 图9a为进气道外形不意图。
[0022]图9b为图9a中A-A向示意图。
[0023]图9c为进气道外形立体图。
[0024]图9d为图9b中I处放大示意图。
[0025]图9e为图9c中II处放大示意图。
[0026]图10为进气道激波压缩面。
[0027]图11为进气道局部剖视图(剖切面为飞行器对称面)。
[0028]1、楔形激波压缩面，2、第一道圆锥激波压缩面，3、第二道圆锥激波压缩面，4、第三道圆锥激波压缩面，5、第四道圆锥激波压缩面，6、进气道进口轮廓线，7、进气道喉道，8、放气缝。
【具体实施方式】
[0029]下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步说明。以下实施例仅用于说明本实用新型，不用来限制本实用新型的保护范围。
[0030]图9a、9b、9c、9d、9e、图10、图11所示，本实用新型的一种混合压缩型面的DSI进气道，该DSI进气道依次具有楔形激波压缩面1、第一道圆锥激波压缩面2、第二道圆锥激波压缩面3、第三道圆锥激波压缩面4、第四道圆锥激波压缩面5以及进气道进口轮廓线6，进气道喉道7附近设有三道放气缝8。
[0031]一种混合压缩型面的DSI进气道的构造方法，它包括以下步骤:
[0032]I)、确定飞行器的机身坐标系:选取飞行器前尖点为机身坐标系坐标原点、飞行器对称面内的纵轴为Y轴，飞行器对称面内与Y轴垂直并方向朝上的轴为Z轴，X轴由Y轴和Z轴按照右手定则确定(如图1);
[0033]2)、确定楔形激波压缩面的参考基准面:选取过Y轴且对称于YZ平面的“Λ”形直纹面为楔形激波压缩面的参考基准面(如图2);
[0034]3)、确定进气道进口轮廓线形状:根据进气道在设计点的进气流量要求，结合飞行器对进气道的外形轮廓限制以及楔形激波压缩面的参考基准面位置，确定进气道进口轮廓线形状(在与楔形激波压缩面参考基准面拉伸方向垂直的某个平面内)，取进气道进口轮廓线为一段圆弧线(如图3);
[0035]4)、确定楔形激波压缩面以及进气道进口轮廓线位置:选取初始压缩激波气流转折角S 1，根据进气道设计点攻角、自由流Ma数以及楔形激波压缩面参考基准面，确定初始压缩激波的斜激波角β 1，从而确定进气道进口轮廓线位置，Y轴方向位置给定；将进气道进口轮廓线沿飞行器对称面内的第一道斜激波线方向投影到楔形激波压缩面参考基准面，从而确定楔形激波压缩面的起始边缘线；将楔形激波压缩面的起始边缘线沿飞行器对称面内的第一道气流转折线向进气道进口处拉伸，产生楔形激波压缩面(如图4a和图4b);
[0036]5)、确定第一道圆锥激波压缩面的起始边缘线:按照多道斜激波后总压恢复系数最大的关系式MalSin β丨