橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法
【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及超音速飛行器，尤其是涉及一種橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法。
【背景技術】
[0002]超音速飛行器的發(fā)展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。自從20世紀60年代以來，大量的實驗研究表明，推進系統(tǒng)是實現(xiàn)超音速飛行的基礎，而這其中進氣道的設計則是一個重要的環(huán)節(jié)。傳統(tǒng)的進氣道在設計時，考慮到附面層的影響，通常會設有附面層隔道與吸除/抽吸裝置。而這對于飛行器的飛行與隱身要求顯然是不利的。20世紀90年代，美國的洛克希德.馬丁公司開始探索一種新的進氣道設計方法，在研究中提出了無附面層隔道超音速進氣道(Diverter-less Supersonic Inlet縮寫為DSI)的新概念，DSI進氣道即為鼓包進氣道(楊應凱.Bump進氣道設計與試驗研究[J].空氣動力學學報，2007，03期(3): 336-338)。
[0003]傳統(tǒng)的鼓包進氣道是基于圓錐形流場，采用乘波理論設計的，圓錐激波附著在鼓包壓縮面的邊緣。源于錐形流動的基本特點，在圓錐形激波的波后會存在較大的橫向壓力梯度，從而使得大部分的附面層被吹出進氣道。鼓包進氣道與傳統(tǒng)的超音速進氣道相比，取消了附面層隔道，泄放系統(tǒng)，旁路系統(tǒng)，使得飛行器在性能、機動、隱身、結構和質量等方面具有獨特的優(yōu)勢。因此相比于傳統(tǒng)的進氣道，鼓包進氣道使得飛機的阻力更小，重量更輕，可靠性更高(朱宇，李天.Bump進氣道設計研究[C]//首屆全國航空航天領域中的力學問題學術研討會論文集(上冊).2004)。
[0004]現(xiàn)階段設計鼓包進氣道的方法主要有兩種:一種是根據(jù)錐形流理論，給定一個圓錐形流場，利用乘波理論進行鼓包設計；另一種則是基于吻切乘波設計理論，進行鼓包設計。雖然上述兩種方法設計的鼓包進氣道相對于傳統(tǒng)的超音速進氣道有很大的優(yōu)勢，但是此法設計出的鼓包進氣道仍有一定的缺陷。鼓包進氣道的壓縮面上雖然存在流向與橫向的壓力梯度，但是橫向壓力梯度的分布仍然是不可控的。而目前科研人員也沒有發(fā)現(xiàn)有效的方法，使得橫向壓力梯度分布得到控制。

【發(fā)明內容】

[0005]本發(fā)明的目的旨在提供可提高鼓包對附面層吹除能力的橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法。
[0006]本發(fā)明包括以下步驟:
[0007]I)獲得所需的壓力梯度分布，具體方法如下:
[0008]將鼓包的前緣壓縮型線離散成一系列的點，每個點在截面中的流向壓力梯度分布趨勢呈線性增長，改變各個流向截面中壓力分布曲線的斜率，以此控制橫向壓力梯度的分布；
[0009]在步驟I)中，所述改變各個流向截面中壓力分布曲線的斜率時，指定各直線的斜率由中間向兩側逐漸降低。
[0010]2)利用逆向特征線法求得所需的壓縮型面，具體方法如下:
[0011]根據(jù)給定的來流條件和流向壓力分布曲線，采用特征線法逆向求解該截面內的壓縮型線，并最終構成橫向壓力梯度可控的鼓包壓縮型面，在給定來流參數(shù)和流向壓力分布曲線的條件下，在前緣激波的起點定義出一塊小區(qū)域，以右行特征線為特征線邊界條件，配合對應橫坐標的壓力值，求解得到該流向截面內的壓縮型線;將鼓包的前緣壓縮型線中各離散點所在流向截面內得到的壓縮型線組合得到鼓包壓縮型面；
[0012]3)形成鼓包的下表面，具體方法如下:
[0013]將鼓包的前緣壓縮型線沿著流向追蹤至設計截面即可獲得鼓包的下表面。
[0014]本發(fā)明的技術解決方案:橫向壓力梯度可控的鼓包進氣道的結構包括鼓包和進氣道唇罩，而這其中最主要的是鼓包的設計。鼓包表面橫向壓力梯度的控制主要是通過構造由中間向兩側遞減的壓力分布規(guī)律，將前緣曲線離散化，根據(jù)不同截面內的壓力梯度，利用逆向特征線法求取對應的壓縮型面實現(xiàn)的，以此實現(xiàn)鼓包進氣道橫向壓力梯度的控制。
[0015]本發(fā)明的優(yōu)點:橫向壓力梯度可控的鼓包進氣道的設計方法，一方面具備了傳統(tǒng)鼓包進氣道的優(yōu)點，取消了附面層隔道、泄放系統(tǒng)和旁路系統(tǒng)，使得飛行器的結構更輕，阻力更小，可靠性更高；另一方面，考慮了鼓包的橫向壓力梯度以后，能夠控制鼓包表面橫向壓力梯度的分布，改善了鼓包進氣道對附面層的吹除能力。
【附圖說明】
[0016]圖1是橫向壓力梯度可控的鼓包進氣道正視圖；
[0017]圖2是三個不同流向截面上的流向壓力梯度分布；
[0018]圖3是逆向特征線法的求解示意圖；
[0019]圖4是橫向壓力梯度可控的鼓包示意圖。
[0020]圖中各標記為:I表示橫向壓力梯度可控的鼓包進氣道的對稱截面、2表示距離該鼓包進氣道邊緣1/4處的截面、3表示緊靠該鼓包進氣道邊緣的截面、4表示鼓包進氣道唇口的形狀、5表示鼓包進氣道鼓包所產(chǎn)生的三維激波曲線、6表示鼓包的前緣壓縮型線、7表示鼓包的前緣上表面型線、8表示I截面的流向壓力分布曲線、9表示2截面內的流向壓力分布曲線、10表示3平面內的流向壓力分布曲線、11表示該流向內對應橫坐標X的壓力值P(X)、12表示該流向截面內的激波、13表示該流向截面內的壓縮型線、14表示橫向壓力梯度可控的鼓包壓縮型面。
【具體實施方式】
[0021 ]參見圖1?4，以下給出本發(fā)明所述橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法:
[0022]1.獲得所需的壓力梯度分布。將鼓包的前緣壓縮型線6離散成一系列的點，每個點在截面中的流向壓力梯度分布趨勢如圖2所示，呈線性增長。本發(fā)明中僅僅以三個不同截面
1、2、3為例，截面內的流向壓力分布曲線分別為8、9、10。改變各個流向截面中壓力分布曲線的斜率，以此控制橫向壓力梯度的分布。在控制斜率時，本發(fā)明指定各直線的斜率由中間向兩側逐漸降低。
[0023]2.利用逆向特征線法求得所需的壓縮型面。根據(jù)給定的來流條件和流向壓力分布曲線8、9、10，采用特征線法逆向求解該截面內的壓縮型線13，并最終構成橫向壓力梯度可控的鼓包壓縮型面14。具體的求解過程如圖3所示。在給定來流參數(shù)和流向壓力分布曲線8、
9、10的條件下，可以在前緣激波的起點定義出一塊很小的區(qū)域OBC。以右行特征線BC為特征線邊界條件Po，配合對應橫坐標X的壓力值U，求解得到該流向截面內的壓縮型線13。將鼓包的前緣壓縮型線6中各離散點所在流向截面內得到的壓縮型線13組合得到鼓包壓縮型面14ο
[0024]3.形成鼓包的下表面。將鼓包的前緣壓縮型線6沿著流向追蹤至設計截面即可獲得鼓包的下表面。
【主權項】
1.橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法，其特征在于包括以下步驟: 1)獲得所需的壓力梯度分布，具體方法如下: 將鼓包的前緣壓縮型線離散成一系列的點，每個點在截面中的流向壓力梯度分布趨勢呈線性增長，改變各個流向截面中壓力分布曲線的斜率，以此控制橫向壓力梯度的分布； 2)利用逆向特征線法求得所需的壓縮型面，具體方法如下: 根據(jù)給定的來流條件和流向壓力分布曲線，采用特征線法逆向求解該截面內的壓縮型線，并最終構成橫向壓力梯度可控的鼓包壓縮型面，在給定來流參數(shù)和流向壓力分布曲線的條件下，在前緣激波的起點定義出一塊小區(qū)域，以右行特征線為特征線邊界條件，配合對應橫坐標的壓力值，求解得到該流向截面內的壓縮型線;將鼓包的前緣壓縮型線中各離散點所在流向截面內得到的壓縮型線組合得到鼓包壓縮型面； 3)形成鼓包的下表面，具體方法如下: 將鼓包的前緣壓縮型線沿著流向追蹤至設計截面即可獲得鼓包的下表面。2.如權利要求1所述橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法，其特征在于在步驟I)中，所述改變各個流向截面中壓力分布曲線的斜率時，指定各直線的斜率由中間向兩側逐漸降低。
【專利摘要】橫向壓力梯度可控的鼓包設計方法，涉及超音速飛行器。獲得所需的壓力梯度分布：將鼓包的前緣壓縮型線離散成一系列的點，每個點在截面中的流向壓力梯度分布趨勢呈線性增長，改變各個流向截面中壓力分布曲線的斜率，以此控制橫向壓力梯度的分布；利用逆向特征線法求得所需的壓縮型面；形成鼓包的下表面：將鼓包的前緣壓縮型線沿著流向追蹤至設計截面即可獲得鼓包的下表面。橫向壓力梯度可控的鼓包進氣道的設計方法，一方面具備了傳統(tǒng)鼓包進氣道的優(yōu)點，取消了附面層隔道、泄放系統(tǒng)和旁路系統(tǒng)，使得飛行器的結構更輕，阻力更小，可靠性更高；考慮鼓包的橫向壓力梯度后，能控制鼓包表面橫向壓力梯度的分布，改善鼓包進氣道對附面層的吹除能力。
【IPC分類】B64D33/02, F02C7/042
【公開號】CN105649779
【申請?zhí)枴?br>【發(fā)明人】鄭曉剛, 李怡慶, 尤延鋮
【申請人】廈門大學
【公開日】2016年6月8日
【申請日】2016年1月29日