一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道技术

本发明专利技术属于飞机发动机技术领域，公开了一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道。设计方法从进气道中心线形状、面积律变化和横截面形状三个部分展开设计。首先，在确定控制参数后，采用光顺优化参数曲线构造控制参数的变化规律；然后，基于DOE方法和数值计算进行进气道性能计算与分析，结合视线遮挡准则进行优选。高隐身进气道采用背部进气，入口为半椭圆，进气道中心线由2段光顺优化参数曲线构造，面积律由1段光顺优化参数曲线构造，截面形状由2段半椭圆曲线构造，且半椭圆的短半轴由2段光顺优化参数曲线构造，唇口由入口向前沿伸。设计方法和高隐身进气道既可以对进气道进行全局性变化和控制，同时又能显著减少样本点。点。点。

【技术实现步骤摘要】
一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道


[0001]本专利技术属于飞机发动机
，具体涉及一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道。

技术介绍

[0002]进气道是高隐身飞机的关键技术。对于非隐身飞机，进气道所产生的正向雷达散射面积占全机60%以上，对于隐身飞机也是如此。因此，提升飞机隐身性能的关键在于进气道设计。传统的技术途径包括：通过机身遮挡进气口（如背部进气）、通过S弯进气道实现发动机视线遮挡等。目前，比较前沿的技术是结合背部进气和高隐身S弯进气道的技术。但是，对于这类进气道，由于要吸入背部低能流动，同时进气道曲率较大，导致进气道性能较差，设计难度较大。设计实践表明，这种进气道的性能很难有主导参数，即对进气道性能没有明确的规律性，通过不同参数的组合也可以提升性能，但是使用常规梯度优化方法、伴随优化方法等容易陷入局部最优状态，且生成的曲面可能出现奇怪的造型结果。而常规隐身进气道变截面设计方法，为了减少工作量，对截面形状进行必要的约束，进气道中心线和面积律大多数基于分布式二次、三次、四次多项式曲线构造，截面造型约束多、变形不灵活，不能实现多参数、宽范围优选。这两个不足使得高隐身进气道的优化设计一直以工程经验为主，通过局部修正来提升气动性能，效率低，实际效果不好。
[0003]当前，继续发展一种全参数化高隐身进气道设计方法及高隐身进气道。

技术实现思路

[0004]本专利技术的所要解决的一个技术问题是突破常规设计方法的局限，提出一种全参数化高隐身进气道设计方法，解决传统设计方法在建模灵活性、优化工程量、容易陷入局部最优的矛盾，显著提升进气道的设计效率和气动性能。本专利技术的所要解决的另一个技术问题是为高隐身飞机提供一种使用全参数化高隐身进气道设计方法生成的高隐身进气道。
[0005]本专利技术的全参数化高隐身进气道设计方法，包括以下步骤：S10.根据给定的飞行条件，从进气道或者发动机匹配要求出发，确定入口位置、入口形状和出口位置，入口是进气道的喉道，出口是进气道与发动机的气动交界面；按照右手定则，气流方向坐标为x，纵向向上坐标为y，横向方向坐标为z；S20.根据入口位置和出口位置约束，分段设计进气道中心线和面积律，进气道中心线和面积律分段数量相等或者不等，记第i段进气道中心线的表达式为，为进气道中心线控制参数；记第j段面积律的表达式为，为面积律控制参数；对于双S弯进气道，进气道中心线分为2段，每段代表1个S弯流道，面积律为1段；S30.沿进气道中心线设置控制点，在控制点法向平面插入过渡截面，过渡截面曲线封闭，沿周向将过渡截面曲线分为若干段，第k段过渡截面曲线公式为，确
定沿气流方向的变化规律：，为截面控制参数，沿气流方向分为1段或若干段，第m段为：；对于双S弯进气道，截面控制参数沿气流方向不分段，或者将对应进气道中心线分为2段；S40.分析进气道中心线形状、面积律、截面变化律对出口视角的影响，根据进气道出口全视线遮挡原则和面积约束，确定进气道中心线控制参数、面积律控制参数、截面控制参数的范围；S50.在给定控制参数范围内，采用DOE方法生成进气道中心线控制参数、面积律控制参数、截面控制参数的随机正交样本组合，每个参数组合对应生成进气道三维曲面模型；S60.针对所生成的进气道三维曲面模型，进气道入口向前延伸一倍出口直径距离并设置入口总温、总压边界条件，进气道出口向后延伸一倍出口直径距离并设定换算流量边界条件，开展数值计算，获得各个进气道三维曲面模型的气动性能参数；S70.在所有模型的计算结果中，从满足飞机总体约束的进气道三维曲面模型中选择流场符合要求的方案开展流场结构分析，并以流场符合要求的方案的参数为基点，缩小控制参数的变化范围，重复步骤S50~步骤S60，直至气动性能和流场特性满足设计需要。
[0006]进一步地，所述的步骤S10的飞行条件为飞机的巡航速度、巡航高度，进气道或者发动机匹配要求为对应于飞行条件的进气道流量。
[0007]进一步地，所述的步骤S20的进气道中心线使用光顺优化参数曲线构造，进气道中心线控制参数为光滑优化参数曲线的起点切线方向、终点切线方向、与坐标轴所围面积、分段点坐标，即；当进气道中心线为多段时，连接点处的切线方向保持一致，即；起点切线方向由入口切线方向确定，终点切线方向为发动机安装轴线方向；对于进气道中心线分为2段，起点和终点切向方向为0，控制参数简化为。
[0008]进一步地，所述的步骤S20的面积律使用光顺优化参数曲线构造，起始值为1，终值为进气道出口面积与进口面积之比，控制参数为每段光顺优化参数曲线与坐标轴所围面积和终值，光顺优化样条曲线的起点切线方向、终点切线方向为水平，即在设计时保持不变，控制参数；对于面积律为1段，控制参数。
[0009]进一步地，所述的步骤S10中的入口形状和步骤S30中的过渡截面形状均采用2段半椭圆曲线构造，2段半椭圆曲线的长半轴相等，截面形状控制参数、分别为两段半椭圆的短半轴、，长半轴根据过渡截面的面积和短半轴、确定，步骤S30中的确定，步骤S30中的，短半轴、使用光顺优化参数曲线构造，沿气流方向第段曲线起点切线方向、终点
切线方向均为水平，通过改变坐标轴所围面积、和终值、改变截面控制参数，使得控制参数，；首先选择截面控制参数分段数与进气道中心线分段数一致。
[0010]进一步地，所述的步骤S70中的气动性能参数包括总压恢复系数和稳态总压畸变指数；流场结构分析是确定进气道弯拐处的流动分离、边界层堆积、在进气道出口的旋流。
[0011]本专利技术的高隐身进气道，具有以下特点：a.进气道入口位于机身背部，入口形状为半椭圆，进气道纵向偏移量为出口直径的0~1倍，面积扩张比为1.05
‑
1.35；b.过渡截面曲线沿周向采用2段半椭圆曲线构造，下段椭圆的长半轴与上段椭圆相等，下段椭圆与上段椭圆的交接处做倒圆处理，长半轴通过截面面积和短半轴、计算获得；c.进气道中心线沿流向采用2段光顺优化参数曲线构造，面积律沿流向采用1段光顺优化曲线构造，过渡截面的短半轴、沿流向采用2段光顺优化参数曲线构造；过渡截面和进气道中心线分段点一致，即均在分段；所有光顺优化参数曲线的起点斜率和终点斜率均为0；d.进气道唇口从进气道入口直接向前延伸，从正向看形成近似椭圆形入口，从俯视图看形成后掠三角形入口，其中后掠角与另一侧机翼的前缘后掠角相等。
[0012]需要说明的是，本专利技术中所采用的光顺优化参数曲线，是一种曲线设计方法，具体参见J Mar Sci Technol(2012:17)《Hydrodynamic hull form optimization using parametric models》一文。
[0013]本专利技术的全参数化高隐身进气道设计方法既可以对进气道进行全局性变化和控制，同时又能显著减少样本点。与传统的多项式曲线相比，采用光顺优化曲线可以获得更大的设计空间并优选出更好性能的设计方案。对于长径比为3.5的双S弯的高隐身进气道设计表明，采用本专利技术的方法，可以通过12个控制参数实本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：S10.根据给定的飞行条件，从进气道或者发动机匹配要求出发，确定入口位置、入口形状和出口位置，入口是进气道的喉道，出口是进气道与发动机的气动交界面；按照右手定则，气流方向坐标为，纵向向上坐标为，横向方向坐标为；S20.根据入口位置和出口位置约束，分段设计进气道中心线和面积律，进气道中心线和面积律分段数量相等或者不等，记第i段进气道中心线的表达式为，为进气道中心线控制参数；记第j段面积律的表达式为，为面积律控制参数；对于双S弯进气道，进气道中心线分为2段，每段代表1个S弯流道，面积律为1段；S30.沿进气道中心线设置控制点，在控制点法向平面插入过渡截面，过渡截面曲线封闭，沿周向将过渡截面曲线分为若干段，第k段过渡截面曲线公式为，确定沿气流方向的变化规律：，为截面控制参数，沿气流方向分为1段或若干段，第m段为：；对于双S弯进气道，截面控制参数沿气流方向不分段，或者将对应进气道中心线分为2段；S40.分析进气道中心线形状、面积律、截面变化律对出口视角的影响，根据进气道出口全视线遮挡原则和面积约束，确定进气道中心线控制参数、面积律控制参数、截面控制参数的范围；S50.在给定控制参数范围内，采用DOE方法生成进气道中心线控制参数、面积律控制参数、截面控制参数的随机正交样本组合，每个参数组合对应生成进气道三维曲面模型；S60.针对所生成的进气道三维曲面模型，进气道入口向前延伸一倍出口直径距离并设置入口总温、总压边界条件，进气道出口向后延伸一倍出口直径距离并设定换算流量边界条件，开展数值计算，获得各个进气道三维曲面模型的气动性能参数；S70.在所有模型的计算结果中，从满足飞机总体约束的进气道三维曲面模型中选择流场符合要求的方案开展流场结构分析，并以流场符合要求的方案的参数为基点，缩小控制参数的变化范围，重复S50~S60，直至气动性能和流场特性满足设计需要。2.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S10的飞行条件为飞机的巡航速度、巡航高度，进气道或者发动机匹配要求为对应于飞行条件的进气道流量。3.根据权利要求1所述的全参数化高隐身进气道设计方法，其特征在于，所述的S20的进气道中心线使用光顺优化参数曲线构造，进气道中心线控制参数为光滑优化参数曲线的起点切线方向、终点切线方向、与坐标轴所围面积、分段点坐标，即；当进气道...

【专利技术属性】
技术研发人员：达兴亚，易渊，郭龙凯，刘建，袁培博，朱耀武，
申请(专利权)人：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所，
类型：发明
国别省市：