[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

说明书

本发明提出了一种超椭圆型面的涡桨飞机进气道唇口设计方法，通过对超椭圆型线长轴与短轴的巧妙求解与对超椭圆指数的参数化控制，实现对超椭圆型面进气道唇口的设计。本设计方法，能够实现对进气道喉道型线、入口收缩比、超椭圆指数的参数化控制，满足各种设计要求。

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是涡桨飞机进气道唇口的设计方法。

背景技术

涡轮螺旋桨(简称涡桨)发动机具有推进效率高、油耗低、经济性能好的显著优点，在中小型机场甚至简易机场的短、中程运输中被广泛应用，在支线客机和军用运输机等领域占有重要地位。涡桨飞机进气道唇口设计是进气道设计中重要部分，设计的好坏直接影响到进气道流场品质，进而对进气道性能造成影响。

亚声速气流绕流进涡桨飞机进气道唇部和外罩时，会在外罩表面作用气动力Fa，其分量Fax向前，是一个向前的推力，叫做外罩吸力，如图1所示。在亚声速流理想情况下，附加阻力R等于外罩吸力Fax。若唇口设计不合理，会使唇罩外侧产生分离，使得附加阻力大于唇罩吸力，对进气道性能造成影响。具体影响为：进气道唇缘半径过小，此时进气道阻力虽小，但气流在尖唇口附近绕流恶化，唇口内测产生逆压梯度发生分离，影响进气道流场品质。若进气道唇缘半径过大，阻力变大，且在高速时产生局部激波，使得阻力剧增。因此，为获得进气道良好性能，需要对进气道唇口内外型面进行仔细合理地设计。

研究指出，椭圆型面的进气道唇口性能良好，接近最佳外形进气道。所谓最佳外形进气道是指外罩上吸力均匀分布的外形，即外罩表面上流速均匀分布的进气道。因此如何实现通过椭圆线对进气道进行参数设计至关重要。

发明内容

发明目的：本发明目的是提供一种超椭圆型面的涡桨飞机进气道唇口设计方法，实现超椭圆线椭圆指数参数可控，满足对进气道唇口的参数化设计要求。

技术方案：本发明提供一种超椭圆型面的涡桨飞机进气道唇口设计方法，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。

有益效果：本发明与现有技术相比，其显著特点是在进口前缘线具体方程未知的情况下，通过对超椭圆型线长轴与短轴的巧妙求解与对超椭圆指数的参数化控制，实现对超椭圆型面进气道唇口的设计。本设计方法，能够实现对进气道喉道型线、入口收缩比、超椭圆指数的参数化控制，满足各种设计要求。

附图说明

图1为本发明唇口受力示意图。

图2为本发明唇口示意图。

图3为本发明喉道型线参数示意图。