一種嵌入式渦輪增壓進氣道的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種嵌入式渦輪增壓進氣道，包括進氣道前段、渦輪發(fā)動機、進氣道連接環(huán)、進氣道后段，進氣道采用具有嵌入式渦輪增壓方式的S型進氣道，渦輪發(fā)動機固定安裝在進氣道前段與進氣道后段連接部位，進氣道連接環(huán)與渦輪發(fā)動機外側耳片固連，進氣道連接環(huán)與進氣道前段和進氣道后段固定連接，進氣道連接環(huán)對應進氣口截面橫向距離為進氣道長度的44％。進氣道內采用嵌入式渦輪發(fā)動機，可以很大程度的減小空氣的沖擊；進氣道可使單一驅動飛行器達到較高的速域，實現(xiàn)TBCC驅動的高超聲速飛行器在動力轉換上的平穩(wěn)的無縫對接。
【專利說明】一種嵌入式渦輪增壓進氣道

【技術領域】
[0001]本發(fā)明涉及一種進氣道，具體地說，涉及一種嵌入式渦輪增壓進氣道，屬于航空航天應用【技術領域】。

【背景技術】
[0002]現(xiàn)有公開的技術文獻“TBCC進氣道研究現(xiàn)狀及其關鍵技術”(空氣動力學學報，2010年第5期)中，通過對國外的進氣道研究現(xiàn)狀，提出兩種串聯(lián)方式進氣道設計，即共軸型軸對稱進氣道、共軸型二元進氣道。兩種布局方式具有明顯的特點，串聯(lián)布局方式采用前/后排列結構，具有發(fā)動機基線尺寸小、重量輕的優(yōu)點；高馬赫數(shù)飛行時難以保護渦輪發(fā)動機，渦輪發(fā)動機在氣路中會造成很大的性能損失，導致高馬赫數(shù)狀態(tài)下性能欠佳，因此，該布局方式受飛行馬赫數(shù)的限制較大。
[0003]在文獻“組合循環(huán)動力系統(tǒng)面臨的挑戰(zhàn)及前景”(火箭推進，2009年第35期)中提出了 TBCC工作的基本原理，文中指出渦輪噴氣發(fā)動機的極限工作速度為3Ma，當飛行器加速通過約3.0Ma時，渦輪噴氣發(fā)動機關閉，進氣道的空氣直接進入加力燃燒室，加力燃燒室成為沖壓發(fā)動機燃燒室，然而在渦輪風扇發(fā)動機向沖壓發(fā)動機工作模式轉變馬赫數(shù)附近，轉換馬赫數(shù)取決于渦扇發(fā)動機內部溫度以及進氣道可能達到的壓力恢復情況，并且渦扇發(fā)動機的推力下降。針對上述問題，文中提出了 AHFV的動力系統(tǒng)所面臨的挑戰(zhàn)，減少發(fā)動機起動敏感性；滿足亞、跨、超甚至高超音速條件下進氣量、壓力損失和波系組織要求；渦輪發(fā)動機模式向沖壓發(fā)動機模式平穩(wěn)轉換的合理方式及渦輪沖壓發(fā)動機穩(wěn)定工作的條件；力口力/沖壓燃燒室進口總壓流場畸變情況下，加力燃燒室的性能降低，影響飛行器的整體飛行狀態(tài)。


【發(fā)明內容】

[0004]為了避免現(xiàn)有技術存在的不足，本發(fā)明提出一種嵌入式渦輪增壓進氣道。針對AHFV組合動力，消除TBCC動力方式的兩級動力模式的交接盲區(qū)；對于單獨使用渦輪發(fā)動機驅動的飛行器，可以很大程度的提高飛行速域。
[0005]本發(fā)明解決其技術問題所采用的技術方案是:包括進氣道前段、渦輪發(fā)動機、進氣道連接環(huán)、進氣道后段，進氣道采用S型結構，渦輪發(fā)動機位于進氣道前段與進氣道后段連接部位，進氣道連接環(huán)與渦輪發(fā)動機外側耳片固連，進氣道連接環(huán)與進氣道前段和進氣道后段固連，進氣道連接環(huán)對應進氣口截面橫向距離為進氣道長度的44% ；
[0006]進氣道中心線變化率為:
[0007]Y=L 7465X4-4.6574X3+3.4931Χ2_1.4822Χ+2.3559Ε-9，
[0008]進氣道輪廓曲線變化率為:
[0009]上型線:Υ= 2.1331Χ4-5.2871Χ3+3.6443Χ2_0.1725Χ+0.0486，
[0010]下型線:Υ= 1.4135Χ4-4.0537Χ3+3.2442Χ2_0.1017Χ-0.0490。
[0011]所述渦輪發(fā)動機為TRS13型發(fā)動機。
[0012]有益效果
[0013]本發(fā)明提出的嵌入式渦輪增壓進氣道，采用具有嵌入式渦輪增壓方式的S型進氣道。進氣道可使單一驅動飛行器達到較高的速域，實現(xiàn)TBCC驅動的高超聲速飛行器在動力轉換上的平穩(wěn)的無縫對接。針對AHFV在不同飛行階段的動力系統(tǒng)問題，本發(fā)明應用于TBCC動力源，首先可實現(xiàn)渦輪發(fā)動機和沖壓發(fā)動機的前后排列，達到縮小體積/減輕重量的目的，為飛行器的總體設計減少困擾；其次，對于TBCC動力方式的不可避免的交接盲區(qū)，本發(fā)明可通過內嵌渦輪增壓實現(xiàn)進氣道內部氣體的超聲速流動，從而提前促發(fā)超然沖壓發(fā)動機的正常工作，實現(xiàn)轉變馬赫數(shù)附近的工作模式的平穩(wěn)轉換；消除TBCC動力方式的兩級動力模式的交接盲區(qū)；再者，對于單獨使用渦輪發(fā)動機作為動力源的飛行器，嵌入的方式減小了高速飛行時氣流對渦輪的沖擊，從而擴大渦輪發(fā)動機的使用速域。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0014]下面結合附圖和實施方式對本發(fā)明一種嵌入式渦輪增壓進氣道作進一步的詳細說明。
[0015]圖1為本發(fā)明渦輪增壓進氣道結構示意圖。
[0016]圖2為本發(fā)明的進氣道連接環(huán)和渦輪發(fā)動機連接部位示意圖。
[0017]圖3為本發(fā)明渦輪增壓進氣道進行面積變化率曲線。
[0018]圖4為本發(fā)明渦輪增壓進氣道的進氣口形狀示意圖。
[0019]圖5為本發(fā)明渦輪增壓進氣道的進氣口截面形狀變化示意圖。
[0020]圖6為本發(fā)明渦輪增壓進氣道的中心線偏距示意圖。
[0021]圖7為本發(fā)明渦輪增壓進氣道的中心線的三種曲線變化示意圖。
[0022]圖8為本發(fā)明渦輪增壓進氣道的輪廓曲線示意圖。
[0023]圖中:
[0024]1.進氣口 2.進氣道前段3.渦輪發(fā)動機4.進氣道連接環(huán)5.進氣道后段6.出氣口

【具體實施方式】
[0025]本實施例是一種嵌入式渦輪增壓進氣道。
[0026]針對AHFV的組合動力。當飛行器處于低空加速爬升階段時，其動力驅動通過渦輪噴氣發(fā)動機實現(xiàn)，隨著飛行速度和高度的增加，發(fā)動機的性能下降，當達到渦輪噴氣發(fā)動機的極限工作速度3Ma和一定高度時，飛行器必須轉換驅動方式，然而作為二級動力的超然沖壓發(fā)動機在高空飛行時，飛行速度大于5Ma是其正常工作的最低速度，由此產生的3?5Ma之間的驅動要求成為了動力系統(tǒng)的最大挑戰(zhàn)。本實施例嵌入式渦輪增壓進氣道，是通過在進氣道中嵌入渦輪發(fā)動機，可在超然沖壓發(fā)動機的非工作條件下，將進入進氣道的氣體增壓，使其加速，實現(xiàn)燃燒室內的超聲速流動，從而使發(fā)動機正常工作。
[0027]參閱圖1?圖6，本實施例嵌入式渦輪增壓進氣道，由進氣口 1、進氣道前段2、渦輪發(fā)動機3、進氣道連接環(huán)4、進氣道后段5、出氣口 6組成，進氣道采用S型結構，渦輪發(fā)動機3固定在進氣道前段2與進氣道后段5連接部位，進氣道連接環(huán)4與渦輪發(fā)動機3外側耳片固連，進氣道連接環(huán)4與進氣道前段2和進氣道后段5固定連接，進氣道連接環(huán)4對應進氣口 I截面橫向距離為進氣道長度的44%。進氣道內部嵌入渦輪發(fā)動機3增壓，加快進氣道內部流體運動，同時進氣道可為渦輪發(fā)動機提供防沖擊保護，避免高速飛行時氣流的直接沖擊，實現(xiàn)渦輪發(fā)動機工作速域提高。渦輪發(fā)動機為TRS13型發(fā)動機，其最大直徑滿足進氣道內部空間安裝。
[0028]本實施例中，進氣口 I的面積和形狀設計是以AHFV巡航飛行為設計狀態(tài)，以最大的空氣捕獲量為標準來確定；出口面積與渦輪發(fā)動機3入口面積匹配；進氣口 I形狀選取田徑跑道形狀，直道部分長為150mm，彎道部分直徑為105mm，入口面積為24409.015mm2 ;出口形狀與發(fā)動機入口匹配，選取圓形截面，截面直徑為250mm，截面面積為49087.385mm2。
[0029]選取緩急相當?shù)拿娣e變化率方案，其隨長度的變化率為24.678mm2/mm。中心線變化率選取先急后緩的設計方案，其具有較高的總壓恢復和較低的畸變。
[0030]進氣道中心線變化率為:
[0031]Y=L 7465X4-4.6574X3+3.4931Χ2_1.4822Χ+2.3559Ε-9，
[0032]進氣道輪廓曲線變化率為:
[0033]上型線:Υ= 2.1331Χ4-5.2871Χ3+3.6443Χ2_0.1725Χ+0.0486，
[0034]下型線:Υ= 1.4135Χ4-4.0537Χ3+3.2442Χ2_0.1017Χ-0.0490。
[0035]面積變化率的設計一般分為三種選擇方案:緩急相當、前緩后急、前急后緩。通過選擇不同的面積變化率，可以實現(xiàn)進氣道內流場的所需變化，本實施例選擇緩急相當?shù)淖兓桨?，即曲線2。
[0036]本實施例以田徑跑道外形形狀作為進氣道進氣口 I形狀，進氣口 I截面形狀符合進口流管的特點。進氣道形狀變化的實現(xiàn):令入口圓心Α1、Α2分別沿路徑Ζ1、Ζ2向出口圓心O運動，在運動過程中，始終以Al為圓心過BI作左半圓，以Α2為圓心過Β2作右半圓，然后用直線將二者相連，從而構成新的跑道外形形狀；圖中Al’、Α2’所作的虛線跑道。隨著Α1、Α2逐漸運動至O點，所作的跑道形狀逐漸變成最終的出口與發(fā)動機進氣口匹配的圓形，過渡截面始終保持寬度不變。
[0037]根據(jù)進氣道的面積設計，導彈的彈體半徑以及發(fā)動機安裝時中心軸線對彈體中心軸線的偏移量，可得到進氣道的中心偏距，進而確定中心線形狀。中心線偏距通過下式計算:
[0038]Δ Y = r+R-H
[0039]式中，R為彈體半徑，H為發(fā)動機安裝時中心軸線對彈體中心軸線的偏移量。
[0040]中心線的形狀設計方案與面積變化率相似，曲線變化分為緩急相當、前緩后急、前急后緩。本實施例選擇前急后緩方案，即曲線3，曲線較高的總壓恢復和較低的畸變，可實現(xiàn)較好性能。
[0041]進氣道的最終設計方案根據(jù)前面模型的建立方法確定。確定了面積變化率和截面形狀過渡方案后，進氣道的形狀通過上型線、下型線和中心線確定。針對AHFV組合動力，消除TBCC動力方式的兩級動力模式的交接盲區(qū)；對于單獨使用渦輪發(fā)動機驅動的飛行器，可以很大程度的提高飛行速域。
【權利要求】
1.一種嵌入式渦輪增壓進氣道，其特征在于:包括進氣道前段、渦輪發(fā)動機、進氣道連接環(huán)、進氣道后段，進氣道采用S型結構，渦輪發(fā)動機位于進氣道前段與進氣道后段連接部位，進氣道連接環(huán)與渦輪發(fā)動機外側耳片固連，進氣道連接環(huán)與進氣道前段和進氣道后段固連，進氣道連接環(huán)對應進氣口截面橫向距離為進氣道長度的44% ； 進氣道中心線變化率為:
Y=L 7465X4-4.6574X3+3.4931X2_1.4822X+2.3559E-9， 進氣道輪廓曲線變化率為:
上型線:Y = 2.1331Χ4-5.2871Χ3+3.6443Χ2_0.1725Χ+0.0486，
下型線:Υ = 1.4135Χ4-4.0537Χ3+3.2442Χ2_0.1017Χ-0.0490。
2.根據(jù)權利要求1所述的嵌入式渦輪增壓進氣道，其特征在于:所述渦輪發(fā)動機為TRS13型發(fā)動機。
【文檔編號】F02C7/04GK104196631SQ201410421950
【公開日】2014年12月10日 申請日期:2014年8月25日 優(yōu)先權日:2014年8月25日
【發(fā)明者】趙成澤, 時圣波, 張柯, 李奧, 宋一凡, 王若冰, 王一凡, 戴存喜 申請人:西北工業(yè)大學