[发明专利]一种超椭圆型面的涡桨飞机进气道唇口设计方法

权利要求书

1.一种超椭圆型面涡桨飞机进气道唇口设计方法，其特征在于，包含以下步骤：

1)根据入口流量需求，确定进气道的喉道面积，并参数化生成喉道型线。

2)提取进口前缘线捕获型线，以点集形式表达；根据入口收缩比，对进口前缘线缩放，并根据唇口上下厚度，对进口前缘线位置进行调整；以进口前缘线为分界，将唇口分为内外两侧；

3)计算进口前缘线在离散点处的斜率的近似值，以斜率最大值点作为分割点，将进口前缘线分为上下两段，并求得各离散点处的法线斜率；

4)寻找进口前缘线在离散点处的法线与喉道型线的交点；

5)计算进口前缘线离散点与步骤4)中交点之间的距离，确定超椭圆方程的长轴与短轴；

6)确定超椭圆方程的椭圆指数和中心点位置；将椭圆在进口前缘线不同离散点处的椭圆指数，计算得到1/4超椭圆方程，并确定超椭圆方程中心，使1/4超椭圆的起点落在进口前缘线相应的离散点上；

7)将进口前缘线不同离散点处的超椭圆方程进行旋转，使超椭圆线按照法线方向进行排布；

8)按照步骤3)到步骤7)分别完成上下两部分型面绘制；

9)按照步骤3)到步骤8)，完成内唇口的绘制，以相同的方法完成外唇罩的绘制，最终完成唇口型面设计。

2.根据权利要求1所述的超椭圆型面涡桨飞机进气道唇口设计方法，其特征在于，步骤1)中，喉道型线由角度为θ的扇环与一个半圆组成；喉道面积S为确定值，大圆半径为确定值R，小圆半径为输入值r，由此求得扇环形角度θ为：

θ＝2×[S-π·(R-r)²/8]/(R²-r²)

由此确定喉道型线。

3.根据权利要求1所述的超椭圆型面涡桨飞机进气道唇口设计方法，其特征在于，步骤2)中，提取的进口前缘线捕获型线以点集的形式表达，共I个点；计算提取的捕获型线面积S₁，根据入口收缩比cr，对其进行缩放，即对进口前缘线各点横纵坐标等比例缩放c倍：

入口收缩比cr为缩放后的进口前缘线面积与喉道面积S的比值；根据对称面内唇口的上下厚度，对进口前缘线位置进行上下调整。

4.根据权利要求1所述的超椭圆型面涡桨飞机进气道唇口设计方法，其特征在于，步骤3)中，以第i个点p_i(x_p,i,y_p,i,z_p,i)与第i+1个点p_i+1(x_p,i+1,y_p,i+1,z_p,i+1)连线的斜率作为进口前缘线在第i+1点处的斜率k_i+1，斜率k_i+1由下式进行计算：

k_i+1＝(y_i+1-y_i)/(x_i+1-x_i)

同时该点处的法线斜率kl_i+1为：

kl_i+1＝-1/k_i+1

并以斜率k_i最大值点B作为分割点，将进口前缘线分为l_AB与l_BC上下两段。