[发明专利]一种可控压力梯度的S形进气道设计方法

说明书

技术领域

本发明是针对改善流动分离、降低出口畸变的S形进气道新型设计方法。由壁面大曲率变化所带来的流动分离是造成S形进气道流动损失和出口畸变的核心问题，从S形进气道壁面法向压力梯度分布与壁面曲率关系以及前后半程负荷分配规律出发，建立壁面几何参数化模型，发展S形进气道设计方法。

背景技术

在无人机、飞翼式布局飞机上得以广泛应用的S形进气道主要是出于隐身、降阻等考虑，通常将发动机布置在机身后部，且嵌入机身。S形进气道的管道面积扩张会导致一维方向平均流动的逆压梯度，而壁面曲率则会导致壁面当地不利的压力梯度，由此则可能导致流动分离的问题，造成进气道总压恢复系数低，出口存在较大的畸变。沿着S管道，影响壁面压力分布最重要的影响是来自于当地的法向曲率和一维的面积分布。因此，由壁面大曲率变化和管道面积扩张所带来的流动分离是造成S形进气道流动损失和出口畸变的核心问题。

通常S形进气道主要是借鉴早期文献中给出的中心线变化规律和面积变化规律经验方程进行设计，并指出中心线变化规律和面积变化规律的不同组合方式是影响S形进气道内部气动特性的关键，中心线决定截面方向的压力梯度，而管内沿流动方向的压力梯度取决于沿程面积的变化规律。给出的中心线和面积变化规律有沿程前急后缓、前缓后急和缓急相当的三种方程，这种分类定性表征了S形进气道前后半程的‘负荷’分配。且由于S形进气道中最大的分离区域出现在大曲率、大扩压处，选取中心线、面积规律经验方程进行设计的方法并不能有效建立起大曲率S形进气道壁面曲率与壁面压力分布的动力学关联，其设计结果具有不确定性。为了进一步研究S形进气道前后半程的壁面曲率变化对流动的影响，我们提出了一种可控压力梯度的S形进气道设计方法。

发明内容

本发明从壁面法向压力梯度分布与壁面曲率关系以及前后半程负荷分配的规律出发，建立与半程落差比、半程面积比相关联的S形进气道二维壁面几何参数化模型，揭示曲面几何与压力分布的动力学关联，探讨上述参数与进气道总压损失以及出口流场畸变之间的物理联系，从而建立可控壁面压力梯度分布的S形进气道设计方法。

S形进气道内外壁面由以下分段四次曲线来描述：

y(x)=a4x4+a3x3+a2x2+a1x+a0(0≤x≤xc)b4x4+b3x3+b2x2+b1x+b0(xc<x≤L)]]>