【技术实现步骤摘要】
一种分离边界层的抽吸式进气道及其造型方法
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。
技术介绍
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...
【技术保护点】
1.一种分离边界层的抽吸式进气道造型方法，其特征在于，所述造型方法包括：/n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；/n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；/n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；/n基于所述主进气道长度、所述辅进气道长度，以及所述辅进气道中心线偏转角获取所述辅进气道的起始点位置；/n基于所述主进气道的喉道面积、所述主进气道喉道截面形状和尺寸参数、所述辅进气道的喉道尺寸参数、所述辅进气道的起始点位置、以及所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型，扫掠获取...
【技术特征摘要】
1.一种分离边界层的抽吸式进气道造型方法，其特征在于，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；
基于所述主进气道长度、所述辅进气道长度，以及所述辅进气道中心线偏转角获取所述辅进气道的起始点位置；
基于所述主进气道的喉道面积、所述主进气道喉道截面形状和尺寸参数、所述辅进气道的喉道尺寸参数、所述辅进气道的起始点位置、以及所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型，扫掠获取所述抽吸式进气道造型。
2.如权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述根据中心线与面积率造型方法，获取所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型，包括：
基于多项式函数，分别获得主进气道和辅进气道的中心线分布规律，以及所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面积变化规律；
基于超椭圆指数和所述沿程截面积变化规律，分别获取所述主进气道和所述辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型；
基于所述主进气道和所述辅进气道的所述中心线分布规律、所述沿程截面积变化规律、所述沿程截面造型，获取所述主进气道和所述辅进气道的内通道造型。
3.如权利要求2所述的方法，其特征在于，
所述多项式函数为：
f(x)＝k4x4+k3x3+k2x2；其中，k4，k3，k2为多项式函数的常数，x为多项式函数的变量；
所述主进气道和所述辅进气道的中心线分布规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律；所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面积变化规律均包括缓急相当、前急后缓和前缓后急的变化规律。
4.如权利要求2所述的方法，其特征在于，
所述基于超椭圆指数和所述沿程截面积变化规律，分别获取所述主进气道和所述辅进气道沿程任意位置的沿程截面造型，包括：
通过调整所述超椭圆指数，使得所述主进气道和所述辅进气道的截面造型从进口向出口方向，由非圆截面向圆截面过渡；
其中，所述主进气道和所述辅进气道的沿程截面造型均为：主要由上半超椭圆和下半超椭...
【专利技术属性】
技术研发人员：李志平，潘天宇，逯雨江，李绍斌，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京;11
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