[发明专利]一种短舱进气道剖面设计方法

说明书

本发明属于航空技术领域，公开了一种短舱进气道剖面设计方法，首先确定短舱进气道典型设计剖面形状，然后确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子f值相同；再然后确定剖面的设计参数分布规律，给出离散参数表达式；再建立各剖面分布参数关系式，求解剖面的宽和高，最后重新确定短舱进气道典型设计剖面形状，绘制出短舱进气道出口典型设计剖面。本发明的方法不仅保持了剖面对称而且增加了设计的灵活性和工程化实用程度，提高了设计效率和质量。

技术领域

本发明涉及航空技术领域，特别是涉及一种短舱进气道剖面设计方法。

背景技术

现有航空短舱进气道剖面形状为圆或椭圆，从进口到出口各剖面上曲线整体成形，各剖面参数分布单调且耦合性差，当出现气流分离时，各剖面不能在剖面面积约束下参数化灵活调节局部剖面形状，抑制气流分离改善流场品质。现有进气道剖面设计方法会导致出现以下难以克服的缺陷：

1、剖面采用圆或椭圆，且从进口到出口各剖面上曲线整体成形，会造成在进口处大攻角大侧滑状态下唇口或静态上唇口易出现气流分离且难以控制；

2、剖面为圆或椭圆形，且曲线整体成形，当喉道处出现局部气流马赫数过高或过低情况，不能在剖面面积约束下参数化灵活调节局部剖面形状，抑制该处气流马赫数或加速该处气流马赫数；

3、剖面曲线整体成形，且参数分布单调且耦合性差，在喉道后扩张段，易出现局部逆压梯度过大而形成局部分离涡，不能灵活参数化调节剖面局部形状，改善逆压梯度抑制气流分离涡出现。

因此，需要有一种设计方法来克服或减轻现有设计方法的至少一个上述缺陷，提高剖面设计质量和效率，增加剖面设计工程化实用程度。

发明内容

本发明的目的在于提供一种短舱进气道剖面设计方法来克服或至少减轻现有设计技术的至少一个上述缺陷。

本发明的技术方案是：一种短舱进气道剖面设计方法，包括以下步骤：

步骤一，确定短舱进气道典型设计剖面形状；

步骤二，确定各剖面形状的设计方法，采用做等腰梯形的方式，等腰梯形的内边与剖面的边相切，以切点将剖面分为上侧两段曲线和下侧两段曲线，上侧两段曲线的二次曲线控制因子f值相同，下侧2段曲线的二次曲线控制因子 f值相同；

步骤三，确定剖面的设计参数分布规律，从进气道的进口到进气道的出口，梯形侧腰倾角θ(i)、4段二次曲线围成的面积A(i)、剖面宽高比剖面上侧和下侧曲线的二次曲线控制因子f值均采用分段连续分布，并给出离散参数表达式；

步骤四，建立各剖面分布参数θ(i)、f值与面积A(i)的关系式，求解剖面的宽w(i)、高h(i)；

步骤五，重新确定短舱进气道典型设计剖面形状，调节各剖面的等腰梯形斜腰倾角θ(i)、宽w(i)、高h(i)及f值，以满足面积A(i)的约束，并绘制出短舱进气道出口典型设计剖面，出口剖面正方形由剖面通用等腰梯形本形变化而成。

进一步的，步骤三中，梯形侧腰倾角θ(i)、4段二次曲线围成的面积A(i)、剖面宽高比剖面上侧和下侧曲线的二次曲线控制因子f值，从进气道的进口到进气道的喉道采用先急后缓的分布方式，从进气道的喉道到进气道的出口采用先缓后急的分布方式。

进一步的，短舱进气道进口典型设计剖面形状为近似梨的平面图形，其面积A(i)由发动机和飞机飞行需求约束，其他参数在面积A(i)的约束下连续分布调节；短舱进气道出口为圆形。