[发明专利]一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构

说明书

本发明公开一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，侧板的截面由首尾相接的上翼轮廓线、后缘轮廓线、下翼轮廓线和前缘轮廓线围成；其中，上翼轮廓线、后缘轮廓线和下翼轮廓线由进气道的型面参数确定；前缘轮廓线具有一前掠角，且该前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合。本发明从进气道/机体一体化设计考虑，依靠这种前掠前缘型侧板结构，既可以减弱由于唇口前横向压力梯度造成的横向溢流效应而提升流量捕获系数，又可以利用压缩斜板与机体外侧之间存在的横向压力差，有效排移机体和压缩斜板的附面层，提高进气道捕获气流的总压，改善进气道的内流品质，且保证进气道的起动能力。

技术领域

本发明涉及空气动力学领域，具体是涉及一种配合超声速进气道的侧板结构。

背景技术

超声速进气道是指用于飞行马赫数大于1.6到1.7的超声速飞机上，喷气由飞机上的进口(或发动机短舱进口)至发动机进口所经过的一段管道。超声速进气道作为一个重要部件，其性能优劣会直接影响到发动机的工作性能，要求在宽广的马赫数范围内具有良好的起动能力，同时保证具有较高的流量系数、总压恢复系数和良好的出口流动品质以及足够的抵抗反压的能力。

二元式超声速进气道的压缩段流场一般设计为二维流动，但在实际的流动情况下，从进气道/机体一体化设计考虑，由于进气道两侧的压力较低，在唇口前会产生一个横向的压力梯度，从而导致进气道的压缩段出现横向溢流的情况，改变进气道的二维流动特征。为了减弱这种唇口前的横向溢流效应，往往会在进气道的前体两侧增加侧板结构，减小压缩段的横向溢流，减弱进气道的三维流动效应，以保证压缩段流场的二维特征。一般情况下，随着侧板遮挡度的增加，进气道的流量捕获系数会提高。但与此同时，气流在经过前体后，附面层增厚，在侧板的遮挡下，附面层低能流得以继续发展，造成进气道的总压恢复系数较差。

发明内容

发明目的：本发明目的在于针对现有技术的不足，提供一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，避免传统的侧板设计存在的缺点，可以有效地综合进气道的内流品质要求和阻力特性，兼顾利用横向压力梯度排移近壁附面层和较高的流量捕获能力，从而提升进气道的性能。

技术方案：本发明所述配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构，包括位于二元进气道的末级压缩斜板两侧的两侧板，所述侧板的截面由首尾相接的上翼轮廓线、后缘轮廓线、下翼轮廓线和前缘轮廓线围成；

其中，上翼轮廓线、后缘轮廓线和下翼轮廓线由进气道的型面参数确定；

前缘轮廓线连接所述上翼轮廓线和下翼轮廓线的前缘点，前缘轮廓线具有一前掠角，且该前掠角的下侧边与末级压缩斜板在最高飞行马赫数状况下产生的激波线重合。

本发明进一步优选地技术方案为，所述前缘轮廓线上前掠角的顶点位置通过该顶点到末级压缩斜板的距离确定。

作为优选地，前缘轮廓线上前掠角的顶点到末级压缩斜板的距离为h，计算方式为：

其中，H为二元进气道进口截面高度，W为宽度，W/H为二元进气道进口宽高比，Rh_cr为极限高度比。

优选地，所述极限高度比Rh_cr的计算方式为：

其中，β和δ分别表示内压缩段前最后一级激波的激波角和气流偏转角；

C₂表示采用直线前缘式的基础侧板型面所增加的捕获流量与无侧板时进气道的捕获流量的比值，其范围为C₂＝0.17～0.20；

定义为二元进气道几何内收缩比，表示二元进气道进口面积与喉道面积之比；

CR_cr为极限内收缩比。