一種混合壓縮型面的dsi進氣道的制作方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及一種DSI進氣道，尤其涉及一種混合壓縮型面的DSI進氣道。
【背景技術】
[0002]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(tǒng)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(fā)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。
[0003]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(lián)多級圓錐壓縮面上存在橫向壓力梯度的原理工作。串聯(lián)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(tài)、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(lián)多級圓錐壓縮面產生的激波系將發(fā)生比較大的變化，從而導致進氣道氣流流動狀態(tài)向遠離設計狀態(tài)偏離較多，進氣道進氣性能因此下降較多。
[0004]因此，需要提供一種新的技術方案來解決上述問題。
【實用新型內容】
[0005]對于飛行姿態(tài)、速度等飛行條件變化范圍大的飛行器，需要一個新型的DSI進氣道，本實用新型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。
[0006]為解決本實用新型的技術問題，本實用新型采用的技術方案是:
[0007]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。
[0008]所述放氣縫為三道。
[0009]本實用新型的有益效果:本實用新型的混合壓縮型面的DSI進氣道，改善了 DSI進氣道的攻角適應性；改善了進氣道的壓縮激波系穩(wěn)定性；改善了飛行器的氣動性能；提高了進氣道的動態(tài)和穩(wěn)態(tài)性能。
【附圖說明】
[0010]圖1為坐標系定義示意圖。
[0011]圖2為楔形激波壓縮面的參考基準面。
[0012]圖3為進氣道進口輪廓線形狀。
[0013]圖4a為楔形激波壓縮面以及進氣道進口在Y、Z軸方向上的輪廓線位置。
[0014]圖4b為楔形激波壓縮面以及進氣道進口在X、Z軸方向上的輪廓線位置。
[0015]圖5a為第一道圓錐激波壓縮面在Y、Z軸方向上的起始邊緣線位置。
[0016]圖5b為第一道圓錐激波壓縮面在X、Z軸方向上的起始邊緣線位置。
[0017]圖6為第一道圓錐激波壓縮面的輔助圓錐面。
[0018]圖7a為第一道圓錐激波壓縮面在Y、Z軸方向上示意圖。
[0019]圖7b為第一道圓錐激波壓縮面在X、Z軸方向上示意圖。
[0020]圖8為附面層排放縫對進氣道性能的影響示意圖。
[0021 ] 圖9a為進氣道外形不意圖。
[0022]圖9b為圖9a中A-A向示意圖。
[0023]圖9c為進氣道外形立體圖。
[0024]圖9d為圖9b中I處放大示意圖。
[0025]圖9e為圖9c中II處放大示意圖。
[0026]圖10為進氣道激波壓縮面。
[0027]圖11為進氣道局部剖視圖(剖切面為飛行器對稱面)。
[0028]1、楔形激波壓縮面，2、第一道圓錐激波壓縮面，3、第二道圓錐激波壓縮面，4、第三道圓錐激波壓縮面，5、第四道圓錐激波壓縮面，6、進氣道進口輪廓線，7、進氣道喉道，8、放氣縫。
【具體實施方式】
[0029]下面結合附圖和具體實施例對本實用新型作進一步說明。以下實施例僅用于說明本實用新型，不用來限制本實用新型的保護范圍。
[0030]圖9a、9b、9c、9d、9e、圖10、圖11所示，本實用新型的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1、第一道圓錐激波壓縮面2、第二道圓錐激波壓縮面3、第三道圓錐激波壓縮面4、第四道圓錐激波壓縮面5以及進氣道進口輪廓線6，進氣道喉道7附近設有三道放氣縫8。
[0031]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:
[0032]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(如圖1);
[0033]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(如圖2);
[0034]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(如圖3);
[0035]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S 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(如圖4a和圖4b);
[0036]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MalSin β丨