專利名稱：二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道及設(shè)計方法與工作方式的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道及設(shè)計方法與工作方式，屬于進(jìn)氣道氣動設(shè)計領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
對于吸氣式飛行器而言，進(jìn)氣道在設(shè)計狀態(tài)下的優(yōu)良?xì)鈩有阅懿荒鼙ＷC其在所有關(guān)鍵的工作狀態(tài)下均能正常穩(wěn)定地工作。特別是對于寬馬赫數(shù)范圍工作的高超聲速吸氣式飛行器，當(dāng)處于非設(shè)計工作狀態(tài)時，進(jìn)氣道能否以較小的阻力及流動損失為發(fā)動機(jī)提供足夠的、滿足一定氣流品質(zhì)要求的空氣流量將是評價進(jìn)氣道綜合氣動性能的重要標(biāo)準(zhǔn)。應(yīng)用于低速飛行器的亞聲速進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量匹配相對簡單，當(dāng)飛行狀態(tài)改變時，進(jìn)氣道能夠根據(jù)發(fā)動機(jī)對流量的需求自動調(diào)節(jié)自由流管面積與捕獲面積之間的關(guān)系從而實(shí)現(xiàn)流量的自動調(diào)節(jié)。隨著飛行器飛行包線逐漸擴(kuò)大，飛行速度由亞聲速逐漸擴(kuò)展 到超聲速、高超聲速，定幾何進(jìn)氣道很難滿足寬馬赫數(shù)范圍的工作要求。此時，進(jìn)氣道變幾何設(shè)計技術(shù)在解決非設(shè)計狀態(tài)下進(jìn)氣道與發(fā)動機(jī)流量匹配，低馬赫數(shù)自起動等方面展現(xiàn)出優(yōu)勢，逐漸被業(yè)界廣泛認(rèn)識和重視。此外，對于渦輪基組合循環(huán)(The turbine-basedcombined cycle, TBCC)和火箭基組合循環(huán)(The rocket-based combined cycle, RBCC)以及雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)(Dual-Mode Scramjet)而言，變幾何進(jìn)氣道是解決各推進(jìn)循環(huán)之間協(xié)調(diào)工作和實(shí)現(xiàn)模態(tài)轉(zhuǎn)換的最佳選擇，同時變幾何進(jìn)氣道將成為飛行器從地面起飛直至超聲速和高超聲速寬馬赫數(shù)飛行范圍推進(jìn)系統(tǒng)正常穩(wěn)定工作的重要保證。鑒于變幾何進(jìn)氣道在寬馬赫數(shù)范圍工作的氣動性能優(yōu)勢，尤其在高超聲速領(lǐng)域，各國學(xué)者開展了大量的研究工作。法國ONERA等機(jī)構(gòu)提出了一種平移唇口的變幾何雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動機(jī)概念。通過沿水平方向移動外唇罩，使進(jìn)氣道在高馬赫數(shù)時具有較大的內(nèi)收縮比以對高速氣流進(jìn)行有效的壓縮；低馬赫數(shù)時具有較小的內(nèi)收縮比利于進(jìn)氣道起動。日本研究機(jī)構(gòu)ISAS為其研究的ATREX設(shè)計了超聲速混壓式軸對稱變幾何進(jìn)氣道，通過沿軸線平移中心錐實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道波系的調(diào)節(jié)。從已經(jīng)掌握的資料分析可以發(fā)現(xiàn)，大量的變幾何進(jìn)氣道方案只集中解決單一方面的問題，如低馬赫數(shù)流量捕獲或者低馬赫數(shù)起動問題，方案中并未很好地同時解決低馬赫數(shù)流量捕獲差與高馬赫數(shù)內(nèi)壓縮量小的矛盾以及考慮進(jìn)氣道從接力點(diǎn)馬赫數(shù)的開啟至正常工作的較寬馬赫數(shù)范圍氣動性能的調(diào)節(jié)。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明針對高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)工作范圍廣，來流參數(shù)變化劇烈而導(dǎo)致進(jìn)氣道氣動性能惡化，提出了一種二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道及設(shè)計方法與工作方式。通過簡單的沿來流方向前后平移唇罩，使進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)從關(guān)閉狀態(tài)至開啟狀態(tài)的調(diào)節(jié)，高馬赫數(shù)狀態(tài)與低馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比的調(diào)節(jié)，正常工作范圍內(nèi)不同來流條件下流量捕獲的調(diào)節(jié)?！N二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，由壓縮面，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段，等直隔離段及唇罩組成；其特征在于上述唇罩為可沿來流方向前后平移式結(jié)構(gòu)；且進(jìn)氣道的幾何參數(shù)滿足以下公式
d l + ^~.sm(c^2)
K = -I^=_ψ-- (ο
其中K為進(jìn)氣道正常工作范圍內(nèi)高馬赫數(shù)內(nèi)收縮比與低馬赫數(shù)內(nèi)收縮比之比；
為進(jìn)氣道高馬赫數(shù)內(nèi)收縮比，即正常工作范圍的上限，Oiilf為進(jìn)氣道低馬赫數(shù)內(nèi)收縮比，即正常工作范圍的下限和Ciiw均由具體的飛行任務(wù)給足￡為進(jìn)氣道唇罩從高馬赫數(shù)狀態(tài)移動至低馬赫數(shù)狀態(tài)平移的距離，&為高馬赫數(shù)狀態(tài)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段出口高度，為高馬赫數(shù)狀態(tài)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口高度；M為進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口處壓縮面與水平方向的夾角， 2為進(jìn)氣道等直隔離段與水平方向的夾角。所述二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的設(shè)計方法，其特征在于首先根據(jù)飛行任務(wù)確定 高馬赫數(shù)(飛行范圍的上限)進(jìn)氣道內(nèi)收縮比和低馬赫數(shù)(飛行范圍的下限)進(jìn)氣道內(nèi)
收縮比;其次根據(jù)CSsg6按常規(guī)方法設(shè)計二元高超聲速進(jìn)氣道，確定進(jìn)氣道的幾何參
數(shù)化，^^和過；然后根據(jù)關(guān)系式ΟΖβ αΙ選擇α·2 ;最后根據(jù)公式(I)計算是否能
夠保證進(jìn)氣道進(jìn)行正常的變幾何調(diào)節(jié)，如果不能保證，重新選擇《2或者重新選擇CiA56和
,重復(fù)上述設(shè)計步驟。。所述二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的工作方式，其特征在于當(dāng)飛行器從地面起飛時，使進(jìn)氣道唇罩貼合壓縮面，此時進(jìn)氣道關(guān)閉以保護(hù)發(fā)動機(jī)。當(dāng)飛行速度提高至接力點(diǎn)馬赫數(shù)時，使進(jìn)氣道唇罩迎著來流方向平移直到進(jìn)氣道起動。當(dāng)來流馬赫數(shù)進(jìn)一步升高，使進(jìn)氣道唇罩后退，保證進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)激波封口狀態(tài)以保證較高的流量捕獲。在正常工作范圍，使進(jìn)氣道唇罩可以隨著來流速度的降低沿來流方向前伸或者隨著來流速度的升高沿來流方向后退，實(shí)時保證進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)激波封口。本發(fā)明的工作原理是在超燃沖壓發(fā)動機(jī)達(dá)到接力點(diǎn)馬赫數(shù)之前，進(jìn)氣道需要關(guān)閉以保護(hù)燃燒室及其他發(fā)動機(jī)部件。通過將可平移唇罩后移，使進(jìn)氣道等直隔離段高度為零，此時進(jìn)入進(jìn)氣道的氣流流量為零，進(jìn)氣道關(guān)閉。當(dāng)來流馬赫數(shù)達(dá)到接力點(diǎn)馬赫數(shù)時，唇罩前移，進(jìn)氣道隔離段高度逐漸增加直到進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口處的分離包消失，進(jìn)氣道起動，此時進(jìn)氣道完成開啟過程調(diào)節(jié)。當(dāng)飛行器工作于高馬赫數(shù)(飛行范圍的上限)狀態(tài)時，進(jìn)氣道壓縮楔面上產(chǎn)生的激波交匯于唇口，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)最佳的氣流捕獲和對氣流的減速增壓作用。當(dāng)飛行速度增加，壓縮面上產(chǎn)生的激波波角減小，此時激波入射進(jìn)氣道內(nèi)壓縮段 '為了避免入射內(nèi)壓縮段的激波引起氣流分離而導(dǎo)致進(jìn)氣道性能惡化，進(jìn)氣道唇罩后退，使激波保持封口狀態(tài)。當(dāng)飛行速度減小，壓縮面上產(chǎn)生的激波波角增大，進(jìn)氣道產(chǎn)生溢流；為了提高進(jìn)氣道的流量捕獲，唇罩前伸，使激波保持封口狀態(tài)。所述二元高超變幾何進(jìn)氣道如遇到來流速度過低或燃燒室反壓多高引起進(jìn)氣道不起動，平移唇罩降低進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比，可使進(jìn)氣道再起動。如果進(jìn)氣道隔離段出口馬赫數(shù)過高引起總壓損失較大，平移唇罩增大進(jìn)氣道內(nèi)收縮比，有效增大對氣流的減速增壓作用，提高總壓恢復(fù)系數(shù)。本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)是僅通過簡單的唇罩平移就能實(shí)現(xiàn)二元高超聲速進(jìn)氣道從關(guān)閉狀態(tài)到開啟狀態(tài)的調(diào)節(jié)，高馬赫數(shù)狀態(tài)與低馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比的調(diào)節(jié)以及不同來流條件下流量捕獲的調(diào)節(jié)。實(shí)現(xiàn)容易，控制方便且能夠保證進(jìn)氣道在較寬飛行范圍內(nèi)均能獲得較優(yōu)的綜合氣動性能。


附圖I是二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道示意 附圖2是變幾何進(jìn)氣道非設(shè)計狀態(tài)流量與內(nèi)收縮比耦合調(diào)節(jié)示意圖； 附圖3是附圖2區(qū)域/的局部放大 附圖4是二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道唇罩關(guān)閉狀態(tài)示意 附圖5是二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道設(shè)計方法流程 附圖6是二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道工作方式說明；
附圖7是定幾何進(jìn)氣道不起動/起動狀態(tài)流場馬赫數(shù)等值圖(含流線)；
附圖8是變幾何進(jìn)氣道不起動/起動狀態(tài)流場馬赫數(shù)等值圖(含流線)；
附圖9是定/變幾何進(jìn)氣道流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)對比；
附圖10是定/變幾何進(jìn)氣道隔離段出口馬赫數(shù)與增壓比對比；
圖中標(biāo)號名稱1.進(jìn)氣道壓縮面，2.可平移唇罩，3.進(jìn)氣道內(nèi)收縮段，4.進(jìn)氣道等直隔離段，5.燃燒室腔體，6.燃燒室固壁，7.低馬赫數(shù)來流狀態(tài)進(jìn)氣道壓縮面上產(chǎn)生的激波，8.高馬赫數(shù)來流狀態(tài)進(jìn)氣道壓縮面上產(chǎn)生的激波，9.內(nèi)收縮段和等直隔離段內(nèi)激波系。
具體實(shí)施例方式根據(jù)附圖I所示，本發(fā)明二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道由壓縮面，可平移唇罩，內(nèi)收縮段和等直隔離段幾部分構(gòu)成，其中可平移唇罩與壓縮面構(gòu)成內(nèi)壓縮通道和等直隔離段通道。圖中I所示進(jìn)氣道的壓縮面為三楔壓縮面，設(shè)計時可將進(jìn)氣道壓縮設(shè)計成單楔壓縮面，多楔壓縮面，等熵壓縮面或者楔面與近似等熵壓縮面組合的混合壓縮面，其作用是優(yōu)化得到進(jìn)氣道的關(guān)鍵設(shè)計參數(shù)β 。壓縮面的具體形式由相應(yīng)的型號設(shè)計任務(wù)或飛行任務(wù)給定。圖中2所示的進(jìn)氣道可平移唇罩尾部與燃燒室固壁搭接，采用滑動運(yùn)動副控制唇罩的移動方向，為單自由度移動。圖中3為進(jìn)氣道內(nèi)收縮段，從進(jìn)氣道入口至內(nèi)收縮段出口，內(nèi)收縮段通道面積逐漸減小。圖中4為進(jìn)氣道等直隔離段，等直隔離段用來隔離燃燒室產(chǎn)生的壓力脈動并且對內(nèi)收縮段出口的氣流進(jìn)一步減速增壓。圖中5為燃燒室腔體，在燃燒室腔體入口處設(shè)計了突擴(kuò)臺階結(jié)構(gòu)。圖中6為燃燒室固壁，固壁與可平移唇罩采用滑動運(yùn)動副連接。整個進(jìn)氣道的可運(yùn)動部件只有可平移唇罩，且僅能做單自由度運(yùn)動平移。根據(jù)附圖2所示，當(dāng)進(jìn)氣道工作于低馬赫數(shù)狀態(tài)時，通過迎著來流方向平移唇罩，捕獲由于激波角增大而溢流的氣體，增加流入進(jìn)氣道的氣流量。在平移唇罩的過程中，進(jìn)氣道入口高度和隔離段入口高度均增大，圖中7為低馬赫數(shù)狀態(tài)激波，通過唇罩的前伸，保證了壓縮面第三道激波封口。圖中8為高馬赫數(shù)狀態(tài)激波，高馬赫數(shù)狀態(tài)壓縮面的激波封口，保證進(jìn)氣道獲得最佳的流量捕獲。圖中9為高馬赫數(shù)狀態(tài)進(jìn)氣道內(nèi)收縮段和等直隔離段內(nèi)的激波系。根據(jù)附圖3所示，通過圖中所示參數(shù)的組合，可以實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道在平移過程中內(nèi)收縮比的控制。具體方法如下定義高馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比與低馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比之比為
參數(shù)K，進(jìn)氣道高馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比為，低馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比為Cgw，按照圖
中的標(biāo)示，推導(dǎo)如下
權(quán)利要求
1.一種二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，由壓縮面，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段，等直隔離段及唇罩組成；其特征在于上述唇罩為可沿來流方向前后平移式結(jié)構(gòu)；且進(jìn)氣道的幾何參數(shù)滿足以下公式
2.根據(jù)權(quán)利要求I所述的二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的設(shè)計方法，其特征在于 首先根據(jù)飛行任務(wù)確定高馬赫數(shù)進(jìn)氣道內(nèi)收縮比CXsgfi和低馬赫數(shù)進(jìn)氣道內(nèi)收縮比LKbw ； 其次根據(jù)按常規(guī)方法設(shè)計二元高超聲速進(jìn)氣道，確定進(jìn)氣道的幾何參數(shù)Cg,
3.根據(jù)權(quán)利要求I所述的二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的工作方式，其特征在于 當(dāng)飛行器從地面起飛時，使進(jìn)氣道唇罩貼合壓縮面，此時進(jìn)氣道關(guān)閉以保護(hù)發(fā)動機(jī)； 當(dāng)飛行速度提高至接力點(diǎn)馬赫數(shù)時，使進(jìn)氣道唇罩迎著來流方向平移直到進(jìn)氣道起動； 當(dāng)來流馬赫數(shù)進(jìn)一步升高，使進(jìn)氣道唇罩后退，保持進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)激波封口狀態(tài)以保證較高的流量捕獲； 在正常工作范圍，使進(jìn)氣道唇罩隨著來流速度的降低沿來流方向前伸或者隨著來流速度的升高沿來流方向后退，實(shí)時保證進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)激波封口狀態(tài)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道及設(shè)計方法與工作方式，屬于進(jìn)氣道氣動設(shè)計領(lǐng)域。該進(jìn)氣道，由壓縮面，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段，等直隔離段及唇罩組成；其特征在于上述唇罩為可沿來流方向前后平移式結(jié)構(gòu)。通過簡單的沿來流方向前后平移唇罩，使進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)從關(guān)閉狀態(tài)至開啟狀態(tài)的調(diào)節(jié)，高馬赫數(shù)狀態(tài)與低馬赫數(shù)狀態(tài)內(nèi)收縮比的調(diào)節(jié)，正常工作范圍內(nèi)不同來流條件下流量捕獲的調(diào)節(jié)。
文檔編號F02C7/042GK102705081SQ20121016158
公開日2012年10月3日 申請日期2012年5月23日 優(yōu)先權(quán)日2012年5月23日
發(fā)明者滕健, 袁化成 申請人:南京航空航天大學(xué)