[发明专利]实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法

说明书

技术领域

本发明涉及的是一种基于不等强波系的与前机身一体化的Bump进气道 设计，属于超声速进气道技术领域。

背景技术

进气道的设计是战斗机设计的关键之一。进气道不仅要在所有的状态下 为发动机提供足够的高质量的空气质量，在设计时还要考虑总体布局的约束 和一体化设计的要求，此外，还必须满足战斗机的总体隐身要求。对于超声 速进气道来说，需要通过一系列的激波，将超声速来流减速为亚声速流，在 扩压段通道内继续减速扩压，再流向发动机。传统的超声速进气道设计一般 采用压缩斜板或压缩锥形成激波系，并通过附面层隔道和隔板将进气道进口 抬离机身表面，以避免机身表面附面层内的低能气流进入进气道。

无附面层隔道超声速进气道，也称Bump进气道，是由洛克希德·马丁 公司设计并在F-35飞机上成功应用的一种新型进气道。这种进气道的进气 口并没有设置常规的固定式附面层隔道，而是通过计算机设计了一个三维曲 面的突起块(或鼓包)。这个鼓包起到对气流的压缩作用，并产生一个把附 面层气流推离进气道的压力分布。整个进气系统没有可动部件，没有附面层 隔离板，也没有放气系统和旁通系统，减少了300磅的结构重量，也因此降 低了生产和使用费用。

由于国外一贯对先进的气动设计技术严格保密，有关F-35飞机的资料 只有一般性的报导和公开的飞机图片，有关Bump进气道设计及性能研究的 国外公开文献几乎没有。近年来，国内有多家单位开展了对Bump进气道的 研究工作，其中成都飞机设计研究所设计的Bump进气道并已在国产FC-1“枭 龙”飞机上应用。

然而，国内外对Bump进气道的关注点主要集中于三维鼓包压缩面的设 计，已发表的文献均未关注Bump进气道与飞机前机身的一体化设计，没有 给出有关一体化设计参数的选取原则。

发明内容

本发明目的是提供一种减小进气道喉道马赫数，提高进气道性能，使进 气道唇口后掠角与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相一致，可以增 大总压恢复系数曲线、降低阻力系数的基于不等强波系与前机身一体化的 Bump进气道。

本发明为实现上述目的，采用如下的技术方案：

一种实现不等强波系与前机身一体化Bump进气道的方法，超声速来流在 鼓包压缩面的头部产生一道锥形激波，在进气道唇口前形成一道正激波；

第一步：进气道波系采用基于不等强波系的外压式两波系结构，进气道 激波系的总压恢复系数为σ_s＝σ₁·σ₂，其中σ₁、σ₂分别为锥形激波、正激 波的总压恢复系数，按等波强配波理论分析，两道波的波强相等时总压恢复 系数最高，为最佳波系；

第二步：半锥角为δ_c的圆锥在超声速流中产生半锥角为β的锥形激波， 锥形激波的圆半径为R，用距圆锥轴线距离d的平面截锥形激波，其中 d＜R，从截取平面与锥形激波交线上每一点向后发出的流线构成鼓包压缩 面；

第三步：令进气道进口鼓包高度为h，当地附面层厚度为δ，进气道进 口鼓包高度h和当地附面层厚度δ之间满足关系式h/δ＝2～2.5，对第二步 生成的鼓包压缩面进行缩放，满足实际尺寸要求；

第四步：进气道唇口采用保形和后掠唇口设计，进口唇缘大部分与圆锥 激波面贴合，唇口后掠角分别与鼓包压缩面最大转折角、进口正激波角度相 一致，以增大总压恢复系数曲线、降低阻力系数。

本发明正激波后的进口马赫数不大于0.75。

本发明用距离生成体圆锥轴线不同高度h的平面或曲面去截取锥形流流 场，只要所截流面末端与圆锥顶点连线和轴线夹角相同，则所生成的乘波体 型面相似。

本发明根据进气道的进口波系计算圆锥激波角β_锥和圆锥半锥角δ_c，然 后确定型面偏转角θ，最后根据乘波体型面相似设计原理生成鼓包压缩面。

令鼓包宽度为W，鼓包宽度W与距离d之间的比值W/d与鼓包压缩面 偏转角θ符合下面的变化规律，即当W/d≥10时，型面偏转角θ接近于圆 锥半锥角δ_c，δ_c-θ＜1°。

本发明采用上述技术方案，与现有技术相比具有如下优点：