一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道，涉及超声速进气道。提供可实现鼓包进气道压力分布由中间向两侧递减，加强吹除边界层效果的一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道。设有激波系，该激波系中间段为圆弧，两端为曲线，两者相切过渡。进气道鼓包下表面型线由超声速飞行器机体表面决定，中间段圆弧对应鼓包曲面，中间段圆弧与鼓包曲面拼接成三维鼓包曲面，进气道外罩与密切曲线所生成的鼓包三维曲面在边缘处光滑连接，形成整个进气道。改变了鼓包进气道形状单一的缺点，同时减小溢流阻力。具有中间凸起、两边平缓的特征，能够吹除边界层扰流。中间凸起部分的圆锥段使用锥导乘波理论设计，两边平缓部分及过渡段用密切乘波理论设计。
【技术实现步骤摘要】
本技术涉及超声速进气道，尤其是涉及一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道。
技术介绍
超声速进气道主要依靠激波增压，靠近机体附面层产生的扰流常常会产生诱导激波，导致很大的流动损失。传统的超声速进气道通常使用附面层抽吸隔道来阻止扰流进入进气道，以提高进气道总压恢复系数。为了实现进气道抽吸功能，往往需要附带泄流系统、旁路系统等，不仅增加了飞机重量，而且降低了隐身性能，不能满足先进战斗机的要求。因此近年来越来越多的使用鼓包(Bump)进气道。鼓包进气道是一种新型超声速进气道设计概念。该方法在进气道入口设置一个突起鼓包作为高速来流的压缩曲面，不仅取代了传统进气道与机身之间的附面层抽吸隔道，也省去了一些控制系统和复杂机构。鼓包进气道的使用减轻了飞机重量，间接增大了飞机的推重比，同时由于前体鼓包紧贴机身，有利于机体-进气道一体化设计。美国洛克希德·马丁公司从1990年开始探索鼓包进气道。1996年，洛·马公司改装了一架F-16进行鼓包进气道验证试飞，并最终在X-35/F-35上使用了两侧进气的鼓包进气道。2001年，中国成都飞行设计研究所开始进行鼓包进气道的研究，并将该技术应用于“枭龙”04架。2004年改型后的歼-10B在机头下方也换装了鼓包进气道(唐鑫.DSI进气道高速风洞试验技术及特性研究[D].南京航空航天大学,2007.)。传统的鼓包进气道通常根据锥导乘波理论设计。依靠乘波鼓包的锥形流动特征，构造出由中间向两侧递减的压力分布，从而实现吹除边界层的效果。基本原理是将一个虚拟圆锥等效为一个压缩曲面，所产生的锥形激波依附在曲面边缘(杨应凯.Bump进气道设计与试验研究[J].空气动力学学报,2007,03(3):336-338.)。由于锥形流动本身具有横纵向压力梯度，流场沿轴线不断扩张，因而大部分机身附面层产生的扰流会被锥形激波排除在进气道口外。然而锥导乘波理论所生成鼓包仅能产生锥形激波，导致鼓包进气道形状过于单一，因此本实用新型结合密切锥导乘波理论，设计出一种同时运用锥导与密切乘波理论的鼓包进气道。
技术实现思路
本技术的目的在于提供可实现鼓包进气道压力分布由中间向两侧递减，加强吹除边界层效果的一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道。本技术设有激波系，该激波系中间段为圆弧，两端为曲线，两者相切过渡；进气道鼓包下表面型线由超声速飞行器机体表面决定，中间段圆弧对应鼓包曲面，中间段圆弧与鼓包曲面拼接成三维鼓包曲面，进气道外罩与密切曲线所生成的鼓包三维曲面在边缘处光滑连接，形成整个进气道。与传统鼓包进气道相比，本技术具有以下优点：本技术改变了鼓包进气道形状单一的缺点，同时减小溢流阻力。本技术的进气道鼓包具有中间凸起、两边平缓的特征，正好构成了由中间向两侧递减的压力分布，能够吹除边界层扰流。中间凸起部分的圆锥段使用锥导乘波理论设计，两边平缓部分及过渡段用密切乘波理论设计。附图说明图1为基于锥导与密切乘波理论的鼓包三维实体示意图；图2为基于锥导与密切乘波理论的鼓包三维型面示意图；图3为基于锥导与密切乘波理论的鼓包进气道原理示意图；图4为基于锥导与密切乘波理论的鼓包型面捕获示意图；图5为鼓包进气道进口波系原理图。图中各标记为：1表示超声速气流方向，2表示鼓包前缘点，3表示鼓包纵向截面，4表示鼓包设计截面上表面型线，5表示鼓包设计截面下表面型线，6表示鼓包三维型面，7表示基于密切乘波理论的鼓包密切段生成的激波曲线，8表示基于锥导乘波理论的鼓包锥形段生成的锥形激波曲线的曲率半径，9表示基于锥导乘波理论的鼓包锥形段生成的锥形激波曲线，10表示鼓包设计截面的对称中心线，11表示基于锥导乘波理论的鼓包锥形段生成的锥形激波曲线的曲率中心，12基于圆锥激波理论得到的锥形激波曲线，13表示基于密切乘波理论的鼓包密切段生成的激波曲线的曲率中心，14表示基于密切乘波理论的鼓包密切段生成的激波曲线的曲率半径，15表示离散点曲率半径与鼓包下表面型线交点，16表示给定三维激波曲线的离散点，17表示锥形激波流场顶点，18表示基于锥导乘波理论的鼓包锥形段对应的圆锥实体，19表示基于锥导乘波理论的鼓包锥形段对应的锥形流场，20表示鼓包设计截面，21表示进气道唇口。具体实施方式以下实施例将结合附图对本技术作进一步的说明。参见图1～5，选取超声速战斗机鼓包进气道为研究对象，根据乘波理论的反演设计思想，给出三维激波系以及超声速来流1，所给激波系中间段为圆弧9，两边为曲线7。根据给定激波系，使用锥导乘波理论求解圆弧9，得到锥形流场12及其圆心11。借助密切乘波理论，首先将曲线7离散成许多离散点16，然后使用圆锥流场求解各离散点得到对应的曲率中心；已知鼓包设计截面20，投影得到其下表面型线5。结合图3可以得到，圆弧9对应曲率半径8、曲线7对应曲率半径14分别同下表面型线5的交点15。使用锥导与密切乘波理论进行流线追踪即可得到鼓包三维曲面6。鼓包进气道唇口21位于激波系内且与激波系19紧贴。本技术结合锥导与密切乘波理论各自优势，根据乘波理论的反设计思想，给定三维激波系，其中该激波系中间段为圆弧，两端为曲率中心变化的密切曲线。圆弧的圆心与密切曲线的曲率中心连续，且两者二次相切过渡，曲率半径沿中心向两侧递增。基于锥导乘波理论设计出中间段圆弧所对应鼓包曲面，使用密切乘波理论设计出两端密切曲线所对应鼓包曲面。将两者拼接即得到鼓包三维曲面，鼓包三维曲面所产生的激波系与进气道唇口紧贴，进而设计出进气道外罩。本技术的鼓包中间凸起，两端平缓，正好形成了由中间向两边递减的压力梯度，加强吹除边界层的效果。本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道，其特征在于设有激波系，该激波系中间段为圆弧，两端为曲线，两者相切过渡；进气道鼓包下表面型线由超声速飞行器机体表面决定，中间段圆弧对应鼓包曲面，中间段圆弧与鼓包曲面拼接成三维鼓包曲面，进气道外罩与密切曲线所生成的鼓包三维曲面在边缘处光滑连接，形成整个进气道。
【技术特征摘要】
1.一种兼顾锥导与密切乘波的鼓包进气道，其特征在于设有激波系，该激波系中间段为
圆弧，两端为曲线，两者相切过渡；进气道鼓包下表面型线由超声速飞行器机体表面决定...
【专利技术属性】
技术研发人员：王李璨，李怡庆，尤延铖，周驯黄，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：新型
国别省市：福建;35
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。