一種混合壓縮型面的dsi進氣道及其構造方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種DSI進氣道，尤其涉及一種混合壓縮型面的DSI進氣道。
[0002]本發明還涉及一種混合壓縮型面的DSI進氣道的構造方法。
【背景技術】
[0003]DSI進氣道(又稱無附面層隔道超音速進氣道，英文名稱DiverterlessSupersonic Inlet，縮寫為DSI進氣道)是近年來興起的一種不可調式超音速進氣道。由于它取消了超音速進氣道傳統的隔道去除附面層技術方案，而改為依靠進氣道進口前壓縮型面上的橫向壓力梯度驅使附面層向進氣道進口外邊緣溢出的技術方案，因此使得超音速進氣道在保持總壓恢復系數等進氣性能參數基本不變的前提條件下，簡化了結構、減輕了重量、降低了制造和使用維護成本；并且由于沒有了附面層隔道的強RCS信號源，因此也大大改善了超音速進氣道的RCS隱身性能。鑒于上述原因，DSI進氣道成為以吸氣式發動機為動力裝置的新一代高超音速飛行器的理想進氣裝置。在F35、以及JlO改型等新型飛行器上獲得了廣泛應用。
[0004]目前使用的DSI進氣道技術方案，通常采取在進氣道進口前設計一個排除附面層的凸包結構，凸包排除附面層基于串聯多級圓錐壓縮面上存在橫向壓力梯度的原理工作。串聯多級圓錐壓縮面的DSI進氣道技術方案，在進氣道工作于設計點時具有較好的進氣性能，但是對于飛行姿態、速度等飛行條件變化范圍大的飛行器，當飛行器的飛行條件變化引起進氣道工作于非設計點時，進氣道進口前由串聯多級圓錐壓縮面產生的激波系將發生比較大的變化，從而導致進氣道氣流流動狀態向遠離設計狀態偏離較多，進氣道進氣性能因此下降較多。
[0005]因此，需要提供一種新的技術方案來解決上述問題。
【發明內容】
[0006]對于飛行姿態、速度等飛行條件變化范圍大的飛行器，需要一個新型的DSI進氣道，本發明需要解決的技術問題是提供一種混合壓縮型面的DSI進氣道，使得進氣道不僅在設計點具有較好的綜合性能，而且在飛行器的整個飛行包線范圍內仍然具有較好的綜合性能保持能力。
[0007]為解決本發明的技術問題，本發明采用的技術方案是:
[0008]一種混合壓縮型面的DSI進氣道，該DSI進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氣道進口輪廓線，所述進氣道喉道附近設有多條放氣縫。
[0009]所述放氣縫為三道。
[0010]一種混合壓縮型面的DSI進氣道的構造方法，它包括以下步驟:
[0011]I)、確定飛行器的機身坐標系:選取飛行器前尖點為機身坐標系坐標原點、飛行器對稱面內的縱軸為Y軸，飛行器對稱面內與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面:選取過Y軸且對稱于YZ平面的“Λ”形直紋面為楔形激波壓縮面的參考基準面；
[0013]3)、確定進氣道進口輪廓線形狀:根據進氣道在設計點的進氣流量要求，結合飛行器對進氣道的外形輪廓限制以及楔形激波壓縮面的參考基準面位置，確定進氣道進口輪廓線形狀(在與楔形激波壓縮面參考基準面拉伸方向垂直的某個平面內)，取進氣道進口輪廓線為一段圓弧線；
[0014]4)、確定楔形激波壓縮面以及進氣道進口輪廓線位置:選取初始壓縮激波氣流轉折角δ 1，根據進氣道設計點攻角、自由流Ma數以及楔形激波壓縮面參考基準面，確定初始壓縮激波的斜激波角β 1，從而確定進氣道進口輪廓線位置，Y軸方向位置給定；將進氣道進口輪廓線沿飛行器對稱面內的第一道斜激波線方向投影到楔形激波壓縮面參考基準面，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稱面內的第一道氣流轉折線向進氣道進口處拉伸，產生楔形激波壓縮面；
[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系數最大的關系式MalSinP1=Ma2Sine2, β PMal分別指前一道激波的激波角和波前Ma數，β 2、Ma2分別指后一道激波的激波角和波前Ma數，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軸且通過進氣道進口的圓弧輪廓線圓心的直線為旋轉軸，以進氣道進口邊緣線的Α、B兩點為底面圓周通過點，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:根據斜激波角β 2、第一道圓錐激波的波前Ma數以及楔形激波的波后Ma數，確定第一道圓錐激波壓縮面的氣流轉折角δ 2，以垂直于飛行器對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軸線為旋轉軸，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應點以構造一曲面，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系數最大的關系式MalSinP1= Ma2sin@2，β ^Mal分別指前一道激波的激波角和波前Ma數；β 2、Ma2分別指后一道激波的激波角和波前Ma數，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軸且通過進氣道進口的圓弧輪廓線圓心的直線為旋轉軸，以進氣道進口邊緣線的Α、B兩點為底面圓周通過點，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:根據斜激波角β 3、第二道圓錐激波的波前Ma數以及第一道圓錐激波的波后Ma數，確定第二道圓錐激波壓縮面的氣流轉折角δ 3，以垂直于飛行器對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軸線為旋轉軸，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應點以構造一曲面，此曲面即為第二道圓錐激波壓縮面；
[0021]11)、構造后續圓錐激波壓縮面:按照自由流Ma數以及DSI進氣道進口前的氣流減速增壓要求，確定圓錐壓縮激波的道數，并重復第二道圓錐激波壓縮面的構造方法，構造完成后續圓錐激波壓縮面；
[0022]12)、確定進氣道的喉道面積和相應型面:根據飛行器的飛行速度和姿態范圍，確定進氣道的喉道面積，并完成進氣道喉道的型面設計，進氣道喉道型面應與光順連接激波壓縮面和進氣道的擴張段型面；
[0023]13)、確定進氣道的擴張段型面；確定進氣道進口前的附面層排放口位置以及尺寸；確定進氣道喉道附近的放氣縫位置以及尺寸:放氣縫沿進氣道橫向布設多道，其尺寸大小以放氣量為進氣道進氣流量的2