一種混合壓縮型面的dsi進(jìn)氣道及其構(gòu)造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種DSI進(jìn)氣道，尤其涉及一種混合壓縮型面的DSI進(jìn)氣道。
[0002]本發(fā)明還涉及一種混合壓縮型面的DSI進(jìn)氣道的構(gòu)造方法。
【背景技術(shù)】
[0003]DSI進(jìn)氣道(又稱無附面層隔道超音速進(jìn)氣道，英文名稱DiverterlessSupersonic Inlet，縮寫為DSI進(jìn)氣道)是近年來興起的一種不可調(diào)式超音速進(jìn)氣道。由于它取消了超音速進(jìn)氣道傳統(tǒng)的隔道去除附面層技術(shù)方案，而改為依靠進(jìn)氣道進(jìn)口前壓縮型面上的橫向壓力梯度驅(qū)使附面層向進(jìn)氣道進(jìn)口外邊緣溢出的技術(shù)方案，因此使得超音速進(jìn)氣道在保持總壓恢復(fù)系數(shù)等進(jìn)氣性能參數(shù)基本不變的前提條件下，簡化了結(jié)構(gòu)、減輕了重量、降低了制造和使用維護(hù)成本；并且由于沒有了附面層隔道的強(qiáng)RCS信號(hào)源，因此也大大改善了超音速進(jìn)氣道的RCS隱身性能。鑒于上述原因，DSI進(jìn)氣道成為以吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力裝置的新一代高超音速飛行器的理想進(jìn)氣裝置。在F35、以及JlO改型等新型飛行器上獲得了廣泛應(yīng)用。
[0004]目前使用的DSI進(jìn)氣道技術(shù)方案，通常采取在進(jìn)氣道進(jìn)口前設(shè)計(jì)一個(gè)排除附面層的凸包結(jié)構(gòu)，凸包排除附面層基于串聯(lián)多級(jí)圓錐壓縮面上存在橫向壓力梯度的原理工作。串聯(lián)多級(jí)圓錐壓縮面的DSI進(jìn)氣道技術(shù)方案，在進(jìn)氣道工作于設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)具有較好的進(jìn)氣性能，但是對(duì)于飛行姿態(tài)、速度等飛行條件變化范圍大的飛行器，當(dāng)飛行器的飛行條件變化引起進(jìn)氣道工作于非設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)，進(jìn)氣道進(jìn)口前由串聯(lián)多級(jí)圓錐壓縮面產(chǎn)生的激波系將發(fā)生比較大的變化，從而導(dǎo)致進(jìn)氣道氣流流動(dòng)狀態(tài)向遠(yuǎn)離設(shè)計(jì)狀態(tài)偏離較多，進(jìn)氣道進(jìn)氣性能因此下降較多。
[0005]因此，需要提供一種新的技術(shù)方案來解決上述問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006]對(duì)于飛行姿態(tài)、速度等飛行條件變化范圍大的飛行器，需要一個(gè)新型的DSI進(jìn)氣道，本發(fā)明需要解決的技術(shù)問題是提供一種混合壓縮型面的DSI進(jìn)氣道，使得進(jìn)氣道不僅在設(shè)計(jì)點(diǎn)具有較好的綜合性能，而且在飛行器的整個(gè)飛行包線范圍內(nèi)仍然具有較好的綜合性能保持能力。
[0007]為解決本發(fā)明的技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是:
[0008]一種混合壓縮型面的DSI進(jìn)氣道，該DSI進(jìn)氣道依次具有楔形激波壓縮面、第一道圓錐激波壓縮面、第二道圓錐激波壓縮面、第三道圓錐激波壓縮面、第四道圓錐激波壓縮面以及進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線，所述進(jìn)氣道喉道附近設(shè)有多條放氣縫。
[0009]所述放氣縫為三道。
[0010]一種混合壓縮型面的DSI進(jìn)氣道的構(gòu)造方法，它包括以下步驟:
[0011]I)、確定飛行器的機(jī)身坐標(biāo)系:選取飛行器前尖點(diǎn)為機(jī)身坐標(biāo)系坐標(biāo)原點(diǎn)、飛行器對(duì)稱面內(nèi)的縱軸為Y軸，飛行器對(duì)稱面內(nèi)與Y軸垂直并方向朝上的軸為Z軸，X軸由Y軸和Z軸按照右手定則確定；
[0012]2)、確定楔形激波壓縮面的參考基準(zhǔn)面:選取過Y軸且對(duì)稱于YZ平面的“Λ”形直紋面為楔形激波壓縮面的參考基準(zhǔn)面；
[0013]3)、確定進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線形狀:根據(jù)進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)點(diǎn)的進(jìn)氣流量要求，結(jié)合飛行器對(duì)進(jìn)氣道的外形輪廓限制以及楔形激波壓縮面的參考基準(zhǔn)面位置，確定進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線形狀(在與楔形激波壓縮面參考基準(zhǔn)面拉伸方向垂直的某個(gè)平面內(nèi))，取進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線為一段圓弧線；
[0014]4)、確定楔形激波壓縮面以及進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線位置:選取初始?jí)嚎s激波氣流轉(zhuǎn)折角δ 1，根據(jù)進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)攻角、自由流Ma數(shù)以及楔形激波壓縮面參考基準(zhǔn)面，確定初始?jí)嚎s激波的斜激波角β 1，從而確定進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線位置，Y軸方向位置給定；將進(jìn)氣道進(jìn)口輪廓線沿飛行器對(duì)稱面內(nèi)的第一道斜激波線方向投影到楔形激波壓縮面參考基準(zhǔn)面，從而確定楔形激波壓縮面的起始邊緣線；將楔形激波壓縮面的起始邊緣線沿飛行器對(duì)稱面內(nèi)的第一道氣流轉(zhuǎn)折線向進(jìn)氣道進(jìn)口處拉伸，產(chǎn)生楔形激波壓縮面；
[0015]5)、確定第一道圓錐激波壓縮面的起始邊緣線:按照多道斜激波后總壓恢復(fù)系數(shù)最大的關(guān)系式MalSinP1=Ma2Sine2, β PMal分別指前一道激波的激波角和波前Ma數(shù)，β 2、Ma2分別指后一道激波的激波角和波前Ma數(shù)，確定第一道圓錐激波的斜激波角β2 ;然后以δ 1+β 2為半錐頂角，以平行于Y軸且通過進(jìn)氣道進(jìn)口的圓弧輪廓線圓心的直線為旋轉(zhuǎn)軸，以進(jìn)氣道進(jìn)口邊緣線的Α、B兩點(diǎn)為底面圓周通過點(diǎn)，作第一道圓錐激波面，第一道圓錐激波面和楔形激波壓縮面的交線即為第一道圓錐激波壓縮面的起始邊緣線；
[0016]6)、確定第一道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面:根據(jù)斜激波角β 2、第一道圓錐激波的波前Ma數(shù)以及楔形激波的波后Ma數(shù)，確定第一道圓錐激波壓縮面的氣流轉(zhuǎn)折角δ 2，以垂直于飛行器對(duì)稱面上第一道圓錐激波壓縮線的直線為母線，以第一道圓錐激波面的旋轉(zhuǎn)軸線為旋轉(zhuǎn)軸，作第一道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面；
[0017]7)、確定第一道圓錐激波壓縮面:將第一道圓錐激波壓縮面的起始邊緣線以面法線投影方式向第一道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面投影，產(chǎn)生第一道圓錐激波壓縮面起始邊緣線的輔助投影線，連接第一道圓錐激波壓縮面起始邊緣線和其輔助投影線的對(duì)應(yīng)點(diǎn)以構(gòu)造一曲面，此曲面即為第一道圓錐激波壓縮面；
[0018]8)、確定第二道圓錐激波壓縮面的起始邊緣線:按照多道斜激波后總壓恢復(fù)系數(shù)最大的關(guān)系式MalSinP1= Ma2sin@2，β ^Mal分別指前一道激波的激波角和波前Ma數(shù)；β 2、Ma2分別指后一道激波的激波角和波前Ma數(shù)，確定第二道圓錐激波的斜激波角β3 ;然后以0 3+5 1+5 2為半錐頂角，以平行于Y軸且通過進(jìn)氣道進(jìn)口的圓弧輪廓線圓心的直線為旋轉(zhuǎn)軸，以進(jìn)氣道進(jìn)口邊緣線的Α、B兩點(diǎn)為底面圓周通過點(diǎn)，作第二道圓錐激波面，第二道圓錐激波面和第一道圓錐激波壓縮面的交線即為第二道圓錐激波壓縮面的起始邊緣線；
[0019]9)、確定第二道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面:根據(jù)斜激波角β 3、第二道圓錐激波的波前Ma數(shù)以及第一道圓錐激波的波后Ma數(shù)，確定第二道圓錐激波壓縮面的氣流轉(zhuǎn)折角δ 3，以垂直于飛行器對(duì)稱面上第二道圓錐激波壓縮線的直線為母線，以第二道圓錐激波面的旋轉(zhuǎn)軸線為旋轉(zhuǎn)軸，作第二道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面；
[0020]10)、確定第二道圓錐激波壓縮面:將第二道圓錐激波壓縮面的起始邊緣線以面法線投影方式向第二道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面投影，產(chǎn)生第二道圓錐激波壓縮面起始邊緣線的輔助投影線，連接第二道圓錐激波壓縮面起始邊緣線和其輔助投影線的對(duì)應(yīng)點(diǎn)以構(gòu)造一曲面，此曲面即為第二道圓錐激波壓縮面；
[0021]11)、構(gòu)造后續(xù)圓錐激波壓縮面:按照自由流Ma數(shù)以及DSI進(jìn)氣道進(jìn)口前的氣流減速增壓要求，確定圓錐壓縮激波的道數(shù)，并重復(fù)第二道圓錐激波壓縮面的構(gòu)造方法，構(gòu)造完成后續(xù)圓錐激波壓縮面；
[0022]12)、確定進(jìn)氣道的喉道面積和相應(yīng)型面:根據(jù)飛行器的飛行速度和姿態(tài)范圍，確定進(jìn)氣道的喉道面積，并完成進(jìn)氣道喉道的型面設(shè)計(jì)，進(jìn)氣道喉道型面應(yīng)與光順連接激波壓縮面和進(jìn)氣道的擴(kuò)張段型面；
[0023]13)、確定進(jìn)氣道的擴(kuò)張段型面；確定進(jìn)氣道進(jìn)口前的附面層排放口位置以及尺寸；確定進(jìn)氣道喉道附近的放氣縫位置以及尺寸:放氣縫沿進(jìn)氣道橫向布設(shè)多道，其尺寸大小以放氣量為進(jìn)氣道進(jìn)氣流量的2