[发明专利]一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法

说明书

本公开提供一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法，能够显著降低主进气道出口的总压损失及畸变度；造型方法包括：根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；基于主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定主进气道的喉道面积；基于主进气道喉道截面超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取喉道截面形状和尺寸参数；基于主进气道长度、辅进气道长度，以及辅进气道中心线偏转角获取辅进气道的起始点位置；基于主进气道的喉道面积、主进气道喉道截面形状和尺寸参数、辅进气道的喉道尺寸参数、辅进气道的起始点位置、以及主进气道和辅进气道的内通道造型，扫掠获取抽吸式进气道造型。

技术领域

本公开涉及飞行器进气道，尤其涉及一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法。

背景技术

翼身融合体由于高度的机身机翼一体化设计，进气系统往往半埋入式安装在机翼上方或者机背后部，这不可避免地会摄入机身或者机翼发展而来的附面层，因此对应的进气道被称为边界层吸入式进气道。

参照图9，与传统的进气道相比BLI进气道(边界层吸入式进气道)具有显著优势。从气动性能上看，BLI进气道吸入附面层的同时加速机身上表面气流，减小上表面压力，增大了升力，意味着升阻比的提高；由于来流速度降低，发动机为了达到足够的推力要求需要对气体输入的能量就越少，有望降低其耗油率。从结构上看，由于BLI发动机嵌入机身的设计，可以进一步减小浸润面积，降低摩擦阻力；另外，BLI进气道为紧凑的S形弯道，大幅度缩减了发动机长度和飞机长度，减轻飞机的重量。对于军用飞机来说，BLI进气道能够有效提高飞机的隐身性能，这是因为BLI进气道安装在机身后部，加上嵌入机身的S形设计，可以有效降低雷达散射面积。对于民用客机，BLI进气道的这种安装方式和结构减少了噪声的向前传播，消除了机翼下表面对发动机排气噪声波的反射。

尽管翼身融合布局飞机具有很大的潜在优势，但大曲率、短扩压的BLI嵌入式进气道会存在法向压力和轴向压力双重逆压梯度，使得气流在进气道中难以贴服于进气道中变化的壁面，造成气流的分离和漩涡的产生，另外由于吸入机身附面层，进一步加剧了出口畸变，这必然会造成进气道气动性能下降，进而影响风扇的性能。

图10是BLI效应下进气道和风扇联合数值仿真的Ma分布图，可以直观看出在边界层摄入和S形弯道的共同作用下进气道出口下半部分有很大的低速气流区。

因此，需要对BLI进气道进行良好的设计并有效控制进气道内部气体的流动以保证进气道具有较好的气动性能。

此外，由于，大量机身边界层的低能流体被吸入进气道内，在S弯几何双重逆压力梯度的作用下，气流极易发生分离；流体在S弯几何的诱导作用下会产生严重的二次流，二次流在进气道内逐步发展，最终呈现为AIP截面反向的对涡结构，尽管能够通过优化流道几何造型的方法改进，但是需要消耗大量的计算资源，时间成本较高，并且各种优化算法均是在有限的参数空间内进行局部寻优，因而效果非常有限；尽管能够通过优化流道几何造型或通过流动控制的手段改善进气道内部流动，但这两种手段均收效有限。几何造型优化较易实施，但会消耗大量计算资源，时间成本较高，且各种优化算法均是在有限的参数空间内进行局部寻优，因而效果非常有限；加载流动控制设备的方法其好处在于流动机理较为明晰，能够有针对性的改善流动恶化的区域，但会引入额外的型面损失，且会带来加工以及机械控制方面的问题。

发明内容

为了解决上述技术问题的至少一个，本公开提供了一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法。

本公开的技术方案是这样实现的：

一种分离边界层的抽吸式进气道造型方法，所述造型方法包括：

根据中心线与面积率造型方法，获取主进气道和辅进气道的内通道造型；基于所述主进气道的预设参数，根据流量守恒函数确定所述主进气道的喉道面积；

基于所述主进气道喉道截面超椭圆指数和喉道截面宽高比，获取所述喉道截面形状和尺寸参数；