横向压力梯度可控的鼓包进气道的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及超音速飞行器，尤其是涉及一种横向压力梯度可控的鼓包进气道。
【背景技术】
[0002]超音速飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。自从20世纪60年代以来，大量的实验研究表明，推进系统是实现超音速飞行的基础，而这其中进气道的设计则是一个重要的环节。传统的进气道在设计时，考虑到附面层的影响，通常会设有附面层隔道与吸除/抽吸装置。而这对于飞行器的飞行与隐身要求显然是不利的。20世纪90年代，美国的洛克希德.马丁公司开始探索一种新的进气道设计方法，在研究中提出了无附面层隔道超音速进气道(Diverter-less Supersonic Inlet缩写为DSI)的新概念，DSI进气道即为鼓包进气道(杨应凯.Bump进气道设计与试验研究[J].空气动力学学报，2007，03期(3): 336-338)。
[0003]传统的鼓包进气道是基于圆锥形流场，采用乘波理论设计的，圆锥激波附着在鼓包压缩面的边缘。源于锥形流动的基本特点，在圆锥形激波的波后会存在较大的横向压力梯度，从而使得大部分的附面层被吹出进气道。鼓包进气道与传统的超音速进气道相比，取消了附面层隔道，泄放系统，旁路系统，使得飞行器在性能、机动、隐身、结构和质量等方面具有独特的优势。因此相比于传统的进气道，鼓包进气道使得飞机的阻力更小，重量更轻，可靠性更高(朱宇，李天.Bump进气道设计研究[C]//首届全国航空航天领域中的力学问题学术研讨会论文集(上册).2004)。
[0004]现阶段设计鼓包进气道的方法主要有两种:一种是根据锥形流理论，给定一个圆锥形流场，利用乘波理论进行鼓包设计；另一种则是基于吻切乘波设计理论，进行鼓包设计。虽然上述两种方法设计的鼓包进气道相对于传统的超音速进气道有很大的优势，但是此法设计出的鼓包进气道仍有一定的缺陷。鼓包进气道的压缩面上虽然存在流向与横向的压力梯度，但是横向压力梯度的分布仍然是不可控的。而目前科研人员也没有发现有效的方法，使得横向压力梯度分布得到控制。
【发明内容】
[0005]本实用新型的目的在于提供一种可提高鼓包对于附面层吹除作用的横向压力梯度可控的鼓包进气道。
[0006]本实用新型设有鼓包和进气道唇罩;所述鼓包为横向压力可控的鼓包，鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘压缩型线;所述进气道唇罩设有进气道唇口和进气道横向溢流口；所述鼓包压缩型面前缘压缩型线为圆弧线，鼓包压缩型面两侧接近并与鼓包压缩型面前缘压缩型线相切;所述进气道唇口的形状分为三部分，中间段为曲率较大的圆弧，两侧为直线型侧板，进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲线相结合，进气道横向溢流口设于进气道唇口与鼓包压缩型面之间，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定，鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。
[0007]本实用新型的优点:横向压力梯度可控的鼓包进气道的设计，一方面具备了传统鼓包进气道的优点，取消了附面层隔道、泄放系统和旁路系统，从而使得飞行器的结构更轻，阻力更小，可靠性更高；另一方面，考虑了鼓包的横向压力梯度以后，能够控制鼓包表面的横向压力分布，改善了鼓包进气道对附面层的吹除能力。
【附图说明】
[0008]图1是本实用新型实施例的正视结构不意图；
[0009]图2是三个不同流向截面上的流向压力梯度分布；
[0010]图3是逆向特征线法的求解示意图；
[0011]图4是横向压力梯度可控的鼓包示意图。
[0012]图中各标记为:I表示鼓包进气道的对称截面、2表示距离鼓包进气道边缘1/4处的截面、3表示紧靠鼓包进气道边缘的截面、4表示鼓包进气道唇口的形状、5表示鼓包进气道鼓包所产生的三维激波曲线、6表示鼓包的前缘压缩型线、7表示鼓包的前缘上表面型线、8表示鼓包进气道的对称截面I的流向压力分布曲线、9表示距离鼓包进气道边缘1/4处的截面2内的流向压力分布曲线、10表示紧靠鼓包进气道边缘的截面3内的流向压力分布曲线、11表示流向内对应横坐标X的压力值P(X)、12表示流向截面内的激波、13表示流向截面内的压缩型线、14表示鼓包压缩型面。
【具体实施方式】
[0013]参见图1?4，本实用新型实施例设有鼓包和进气道唇罩;所述鼓包为横向压力可控的鼓包，鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘压缩型线;所述进气道唇罩设有进气道唇口和进气道横向溢流口；所述鼓包压缩型面前缘压缩型线为圆弧线，鼓包压缩型面两侧接近并与鼓包压缩型面前缘压缩型线相切;所述进气道唇口的形状分为三部分，中间段为曲率较大的圆弧，两侧为直线型侧板，进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲线相结合，进气道横向溢流口设于进气道唇口与鼓包压缩型面之间，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定，鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。
[0014]以下给出本实用新型的设计方法:
[0015]1.获得所需的压力梯度分布。将鼓包的前缘压缩型线6离散成一系列的点，每个点在截面中的流向压力梯度分布趋势如图2所示，呈线性增长。本实用新型中仅仅以三个不同截面1、2、3为例，截面内的流向压力分布曲线分别为8、9、10。改变各个流向截面中压力分布曲线的斜率，以此控制横向压力梯度的分布。在控制斜率时，本实用新型指定各直线的斜率由中间向两侧逐渐降低。
[0016]2.利用逆向特征线法求得所需的压缩型面。根据给定的来流条件和流向压力分布曲线8、9、10，采用特征线法逆向求解该截面内的压缩型线13，并最终构成横向压力梯度可控的鼓包压缩型面14。具体的求解过程如图3所示。在给定来流参数和流向压力分布曲线8、
9、10的条件下，可以在前缘激波的起点定义出一块很小的区域0BC。以右行特征线BC为特征线边界条件Po，配合对应横坐标X的压力值U，求解得到该流向截面内的压缩型线13。将鼓包的前缘压缩型线6中各离散点所在流向截面内得到的压缩型线13组合得到鼓包压缩型面14ο
[0017]3.形成鼓包的下表面。将鼓包的前缘压缩型线6沿着流向追踪至设计截面即可获得鼓包的下表面。
【主权项】
1.横向压力梯度可控的鼓包进气道，其特征在于设有鼓包和进气道唇罩;所述鼓包为横向压力可控的鼓包，鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘压缩型线;所述进气道唇罩设有进气道唇口和进气道横向溢流口；所述鼓包压缩型面前缘压缩型线为圆弧线，鼓包压缩型面两侧接近并与鼓包压缩型面前缘压缩型线相切;所述进气道唇口的形状分为三部分，中间段为曲率较大的圆弧，两侧为直线型侧板，进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲线相结合，进气道横向溢流口设于进气道唇口与鼓包压缩型面之间，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定，鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接。
【专利摘要】横向压力梯度可控的鼓包进气道，涉及超音速飞行器。设有鼓包和进气道唇罩；鼓包为横向压力可控的鼓包，鼓包设有鼓包压缩型面和鼓包压缩型面前缘压缩型线；进气道唇罩设有进气道唇口和进气道横向溢流口；鼓包压缩型面前缘压缩型线为圆弧线，鼓包压缩型面两侧接近并与鼓包压缩型面前缘压缩型线相切；进气道唇口的形状分三部分，中间段为曲率较大的圆弧，两侧为直线型侧板，进气道唇口的形状与鼓包所产生的三维激波曲线相结合，进气道横向溢流口设于进气道唇口与鼓包压缩型面之间，进气道横向溢流口的形状根据进气道反射激波确定，鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连。结构更轻，阻力更小，可靠性更高；改善鼓包进气道对附面层的吹除能力。
【IPC分类】F02C7/04, B64D33/02
【公开号】CN205311919
【申请号】CN201620095001
【发明人】郑晓刚, 李怡庆, 尤延铖
【申请人】厦门大学
【公开日】2016年6月15日
【申请日】2016年1月29日