一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法技术

本发明专利技术提供了一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法，包括进气道唇罩和位于其两侧的侧板。通过将侧板设计成二级后掠式，使得唇罩激波波面位于第一级侧板下游，位于第二级侧板上游。在唇罩激波波面、第二级侧板前缘和底壁之间形成一个三角形的溢流窗口，利用激波后与外界间形成的展向压差将壁面边界层低能流以及内流道中流向涡部分排出。与单级后掠侧板的常规进气道相比，本发明专利技术可以减少由唇罩激波/侧板边界层干扰形成的流向涡对进气道性能产生的负面影响，改善进气道喉道流场均匀度，提高进气道气动性能。高进气道气动性能。高进气道气动性能。

【技术实现步骤摘要】
一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法


[0001]本专利技术涉及超声速飞行器进气道
，具体为超声速进气道侧板的设计方法。

技术介绍

[0002]超声速进气道通过激波系对高速气流进行减速、增压，将高速气流的部分动能转变为压力能，为压气机或燃烧室提供高品质的低速高压气体。通常以总压恢复系数、流量系数、出口畸变等参数来评估超声速进气道性能的好坏。
[0003]对于二元超声速进气道，由于粘性效应和三维效应，在侧板与压缩面的角区处容易形成低能流汇聚区，诱发角区流动分离。此外，进气道内流场中还存在唇罩激波与侧板边界层相互作用形成的扫掠激波/边界层干扰，加剧了低能流在角区的堆积，使角区低能流的影响范围变大，这会降低进气道内流场的均匀度，增加进气道出口的气流畸变，影响下游燃烧室的流场组织。因此，减弱角区低能流堆积、减小流向涡尺度成为超声速进气道流场控制的研究重点。
[0004]目前国内外对超声速进气道内激波/边界层干扰控制方面的研究，主要集中在进气道唇罩激波与压缩面边界层的干扰。各国学者做了大量研究来抑制边界层分离、减小分离包尺度、提高进气道的气动性能，如在进气道压缩面使用泄流、边界层抽吸、加装涡流发生器以及变唇口结构等。然而近年来对超声速进气道的唇罩激波/侧板边界层干扰、角区流动控制方面的相关研究较少。

技术实现思路

[0005]为解决上述问题，本专利技术提出一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法，目的是在确保进气道流量捕获基本不变的条件下，排出唇罩激波/侧板边界层干扰形成的部分流向涡以及边界层，减小流向涡尺度，改善进气道喉道流场均匀度，提升进气道的总体气动性能。
[0006]为达到上述目的，本专利技术的一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法可采用如下技术方案：
[0007]一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法，设计包括唇罩外型面、唇罩内型面、位于唇罩两侧的二级后掠侧板、与二级后掠侧板底部连接的底壁、唇罩内型面与底壁及两侧侧板共同围成的进气道内通道，该内通道的尾端为进气道喉道；所述进气道侧板的前缘线分为第一级侧板前缘线与第二级侧板前缘线，第一级侧板前缘线与第二级侧板前缘线均为直线，第一级侧板前缘线自侧板前端顶部向后倾斜延伸且第一级侧板前缘线的终点位于唇罩内型面与底壁之间的位置，第二级侧板前缘线自第一级侧板前缘线的终点又向后倾斜了一定角度继续延伸直至与所述底壁连接。
[0008]进一步的，第一级侧板前缘线所在直线与唇罩内型面间的夹角要大于唇罩激波波面与唇罩内型面间的夹角，即γ2>γ1。
[0009]进一步的，第二级侧板前缘线所在直线与底壁之间的交点要位于唇罩激波波面与底壁的交线之后，即l>0。
[0010]有益效果：相对于现有技术，本专利技术通过溢流窗口排出低能流，通过合理设计溢流窗口的大小和形状，可以在略微降低流量系数的情况下改善流场均匀度、提升进气道喉道的总压恢复系数。
附图说明
[0011]图1是本专利技术中一种超声速进气道二级后掠侧板的三维结构图。
[0012]图2是本专利技术中侧板单级后掠时的二维结构示意图。
[0013]图3是本专利技术中侧板二级后掠时的二维结构示意图。其中δ为唇罩压缩角；γ1为第一级侧板前缘线所在直线与唇罩内型面间的夹角；γ2为唇罩激波波面与唇罩内型面间的夹角；为第一级侧板前缘线与竖直线的夹角(前/后掠角)；θ为第二级侧板前缘线和底壁间的夹角(张角)；l为第二级侧板前缘线和底壁之间的交点与唇罩激波波面与底壁交线间的距离；H为进气道捕获高度。
[0014]图4是本专利技术进气道侧板单级后掠和侧板二级后掠的对称面马赫数云图。
[0015]图5是本专利技术进气道侧板单级后掠和侧板二级后掠的喉道马赫数云图。
具体实施方式
[0016]请结合图1及图3所示，其中1表示唇罩激波波面，2表示侧板，3表示唇罩外型面，4表示溢流窗口，5表示底壁，6表示唇罩内型面。
[0017]本专利技术提供一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法，包括唇罩外型面3、唇罩内型面6、位于唇罩两侧的二级后掠侧板2、与二级后掠侧板2底部连接的底壁5、唇罩内型面6与底壁5及两侧侧板2共同围成的进气道内通道，该内通道的尾端为进气道喉道。所述进气道侧板的前缘线分为第一级侧板前缘线21与第二级侧板前缘线22。第一级侧板前缘线21与第二级侧板前缘线22均为直线。第一级侧板前缘线21自侧板2前端顶部向后倾斜延伸(即后掠设计)且第一级侧板前缘线21的终点位于唇罩内型面6与底壁5之间的位置，第二级侧板前缘线22自第一级侧板前缘线21的终点又向后倾斜了一定角度继续延伸直至与所述底壁连接。
[0018]其中第一级侧板前缘线21所在直线与唇罩内型面6之间的夹角大于唇罩激波波面1与唇罩内型面6之间的夹角，即γ2>γ1。第二级侧板前缘线22所在直线与底壁5之间的交点位于唇罩激波波面1与底壁5的交线之后，即l>0。
[0019]应用实例
[0020]设计马赫数为4，唇罩压缩角δ＝10
°
，进气道捕获高度H＝100mm。
[0021]在设计二级后掠侧板之前，如何设计基准侧板(单级侧板)是本专利技术的第一个关键。唇罩激波和侧板边界层相互干扰会形成类锥形涡，涡的尺度受边界层厚度影响很大，这就是不采用前掠式或者竖直式的原因。采用侧板后掠构型可以尽量减小边界层的发展空间、降低边界层厚度，因此可以削减类锥形涡的尺度，最终形成的流向涡尺度也随之减小，使其在喉道造成的低总压区变小，总压恢复系数提高。本专利技术对于单级侧板的进气道构型喉道性能参数做了规律性研究，其结果如表1所示。从表中可以看出，由于唇罩激波均位于
侧板下游，各种构型的流量系数均为1左右，其中侧板后掠60
°
构型的喉道总压恢复系数明显高于其他构型，这也是本专利技术选用的基准侧板构型。
[0022]表1不同单级侧板构型的进气道喉道性能参数
[0023]单级侧板构型马赫数流量系数总压恢复系数后掠60
°
2.7381.0000.660后掠45
°
2.6861.0000.630后掠30
°
2.6261.0000.600后掠15
°
2.5661.0000.570竖直2.5501.0000.569前掠15
°
2.5511.0000.568前掠30
°
2.5701.0000.572前掠45
°
2.5940.9990.582前掠60
°
2.6130.9970.592
[0024]侧板二级后掠，其二级侧板前缘线和底壁的交点位置以及张角是本专利技术的第二个关键。这两个参数会影响溢流窗口的大小和形状，因此需要对这两个参数进行规律性研究，得到一组最优参数，使得流量损失较小但总压恢复系数有所提升。首先保持张角不变，改变交点，性能参数如表2所示。表中的构型表示方法含义为“l/H
‑
θ”，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种超声速进气道二级后掠侧板设计方法，其特征在于，设计包括唇罩外型面、唇罩内型面、位于唇罩两侧的二级后掠侧板、与二级后掠侧板底部连接的底壁、唇罩内型面与底壁及两侧侧板共同围成的进气道内通道，该内通道的尾端为进气道喉道；所述进气道侧板的前缘线分为第一级侧板前缘线与第二级侧板前缘线，第一级侧板前缘线与第二级侧板前缘线均为直线，第一级侧板前缘线自侧板前端顶部向后倾斜延伸且第一级侧板前缘线的终点位于唇罩内型面与底壁之间的位置，第二级侧板前缘线自第...

【专利技术属性】
技术研发人员：王卫星，刘佳思，孟皓，朱家浩，宋康宁，刘精彩，姜璇，严凯威，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：