[发明专利]指定激波形状的横向压力梯度可控鼓包进气道及设计方法

说明书

本发明涉及一种指定激波形状的横向压力梯度可控鼓包进气道及设计方法，包括以下步骤：(1)根据大后掠唇口需求，在设计截面内指定与之匹配的激波曲线，将激波曲线进行离散成一系列吻切平面；并求出每张吻切平面内决定激波形状的压缩型线；(2)构造由中间向两侧递减的压力分布规律，根据步骤(1)中不同吻切平面内的压力分布，求取剩余的压缩型线；(3)将所有吻切面的压缩型线组合构成三维鼓包压缩型面，以此保证对激波形状与横向压力梯度的共同控制。本发明提出一种设计方法既能同强隐身需求的大后掠唇口匹配，又能对外压缩鼓包表面上的横向压力梯度进行控制，进而提高鼓包对附面层的排移能力，为超声速鼓包进气道设计提供新思路。

技术领域

本发明涉及的是一种指定激波形状的横向压力梯度可控鼓包进气道及设计方法，属于超音速飞行器设计技术领域。

背景技术

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。传统超声速进气道通常使用附面层隔道与吸除/抽吸装置来排移附面层低能流。但这些装置不仅增加了飞机重量，同时也降低了隐身性能，不能满足现代战斗机的设计需求。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，即鼓包(Bump) 进气道[1]。

由于显著的技术进步，目前国内外主要超声速战斗机无一不采用的方案。传统的鼓包进气道是基于圆锥形流场，采用锥导乘波理论设计的，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[2]。

但是，随着四代战机越来越强的隐身要求，进气道唇口正从饱满的圆弧设计转变为多棱边的后掠设计。如此一来，传统“锥形流”鼓包难以同大后掠唇口匹配，无法实现气动/隐身性能的综合最优。针对此问题，厦门大学学者[3]提出一种基于吻切乘波设计理论的鼓包设计方法。然而，吻切乘波理论设计的鼓包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。因此，本发明提出一种在保证设计激波与大后掠唇口匹配良好的同时，能够对鼓包压缩型面上的横向压力梯度进行控制的设计方法，从而设计处能够满足不同飞行状态的鼓包进气道。

发明内容

本发明旨在发展现有的鼓包压缩型面的设计方法，提出一种设计方法既能同强隐身需求的大后掠唇口匹配，又能对外压缩鼓包表面上的横向压力梯度进行控制，进而提高鼓包对附面层的排移能力，为超声速鼓包进气道设计提供新思路。

本发明的技术解决方案：

一种指定激波形状的横向压力梯度可控鼓包进气道，其特征在于，包括鼓包与进气道唇罩；所述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；其中所述鼓包压缩型面前缘压缩型线为类圆弧，鼓包压缩型面中间部位有一个较大的凸包，两侧接近与鼓包压缩型面前缘压缩型线相切，较为平缓；进气道唇口的形状可分为三部分，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所述鼓包所产生的三维激波曲面在设计截面内相结合，进气道横向溢流口设置在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，所述鼓包与进气道唇罩于鼓包压缩型面边缘处相连接；