亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法
2023-05-18 02:13:31
專利名稱：亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法
技術領域：
本發明涉及的是一種亞音速出流高外壓內乘波進氣道及其設計方法，屬於高超聲速進氣道技術領域。
背景技術：
高超聲速飛行器是發展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。進氣道是高超聲速飛行器中的主要部件，它的設計目標是以較小的流動損失為下遊的推進系統部件提供儘可能多的高能氣流。從技術角度分析，高超聲速進氣道的設計要求主要有以下幾點:①設計狀態流量捕獲能力強，為推進系統提供儘可能多的流量；②在壓縮氣流至所需壓比的同時，應做到效率(出口總壓)高和出口氣流畸變小；③設計方案應在結構上對飛行器總體性能有利:長度儘量短、幾何形狀固定都有利於減輕重量、提高性能；④外流阻力小，這就要求進氣道溢流小，且進氣道迎風面積與捕獲面積之比儘量小；⑤應有儘量寬的工作馬赫數範圍，因而進氣道要能在低M數時自動溢流；⑥應易於實現與飛行器機體一體化設計，因此要求進氣道可以在機腹多個並列模塊化安裝。目前已經提出的高超聲速進氣道形式主要包括:二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道等。國內外眾多學者對它們的設計方法、流動特徵、工作特性、工程設計研究等問題開展了廣泛而深入的研究。此外，近兩年來，研究人員還提出了一些新型先進高超聲速進氣道設計思路和方案。如:美國約翰霍普金斯大學Billig F.S等提出的流線追蹤Busemann進氣道,採用流線追蹤技術,對Busemann等熵進氣道加以改進；美國Astrox公司的Ajay P.K.等提出的「Funnel」型進氣道概念，仿照使用錐型流來生成乘波體的思路，使用向內拐折的軸對稱流型來生成進氣道內表面構形；英國牛津大學提出的模塊化收縮式進氣道以及美國空軍實驗室研製的一種Jaw進氣道。在美國下一代高超聲速推進系統研究計劃中，Hycause和FALCON飛行器也都擬採用此類被稱為三維內收縮的進氣道形式。在國內，南京航空航天大學的黃國平、梁德旺、尤延鋮等人率先提出了一類命名為內乘波的三維內收縮進氣道，該類進氣道以直接流線追蹤為主要技術特點，可以在設計狀態下以不規則的三維幾何外形全流量捕獲自由來流，具有較好的性能特點。此外，南京航空航天大學的張壁元，孫波等人在截短Busemann進氣道方面也開展了一些相關研究。縱觀以上各類進氣道方案，雖然它們都具有一些獨特的設計優勢和特點，但仍存在一些設計缺陷和性能不足。以典型的截短Busemann進氣道為例，由於不具有內乘波的特點，即使在設計狀態下，此類進氣道的流量捕獲係數通常也就在90%左右。而在高超聲速推進系統中，10%的流量損失就對應了 10%以上的推力損失。以直接流線追蹤為技術特點的內乘波式進氣道雖然被證明可以100%的捕獲自由來流，但是，它複雜的三維外形卻限制了它在總體布局中的應用。而所有三維內收縮式進氣道其高的流量捕獲能力也給其帶來了一個棘手的問題，起動能力弱。且目前研究的三維內收縮式進氣道大部分都是超音速出流，需匹配超燃燃燒室，而超燃燃燒室的設計難度較大。
發明內容
本發明的目的旨在克服現有技術所存在的上述缺陷，提出一種出口為亞音速，且起動能力強的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法。本發明的技術解決方案:亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其結構是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特徵為三維向內收縮，其進出口形狀可以定製，能夠同時滿足各自的特定(如矩形、圓形或曲面進出口)形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是
1)其特徵是以軸對稱內收縮基本流場為基礎，該軸對稱內收縮基本流場包括ICFA段和偏置後的壓縮段；根據進氣道收縮段進出口形狀，在不同的周向位置上進行不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得符合進出口形狀要求的流面；
2)根據進氣道擴張段進出口形狀，並按一定(如類「S」型)的面積變化規律確定擴張段型面，即可獲得亞音出流、高外壓能力的符合進出口形狀要求的內乘波式進氣道，其中軸對稱流場為具有高外壓縮能力的改進ICFC流場。本發明的工作原理是:在設計狀態下，高超聲速氣流通過進口進入進氣道。進出口形狀可定製的內乘波式進氣道三維造型特點會使得氣流通過指定的進口形狀生成規則的初始入射圓弧激波，該激波恰好封閉住三維進口面，保證進氣道捕獲流量全部進入進氣道。進入進氣道的氣流經過內收縮段的三維壓縮向中心匯聚，在進氣道下表面產生反射。反射激波交上壁面於進氣道肩部位置並再次發生拐折，氣流方向轉為接近平行於來流，以斜激波串的形式流出特定形狀的進氣道出口，進入擴張段及下遊發動機部件。低於設計馬赫數情況下，進氣道初始入射激波角增大，部分捕獲來流會自動從進氣道下唇口附近溢出，拓寬進氣道低馬赫數工作能力。本發明的優點:亞音出流高外壓內乘波式進氣道是一種固定幾何進氣道。內乘波設計可以保證該進氣道全流量捕獲來流，增大發動機推力的同時減小外流阻力；在低馬赫數情況下具有更好的自動調整溢流能力，拓寬進氣道的工作馬赫數範圍；出口為亞音速，可以與亞燃燃燒室匹配；進出口形狀可以根據布局要求進行定製的特點，易於該進氣道實現並列模塊化安裝或與各類飛行器機體外形的一體化設計。
附圖1是軸對稱內收縮基本流場示意圖。附圖2是基本流場改型不意圖。附圖3是原ICFC基本流場和改進後的流場的比較示意圖。附圖4是變截面內乘波式高超聲速進氣道進、出口投影形狀示意圖。附圖5是變截面內乘波式高超聲速進氣道三維輪廓示意圖。附圖6是表示進氣道進口下部溢流口示意圖。圖中的I是表不聞超聲速來流、2是表不軸對稱迴轉中心線、3是表不基本流場入射激波、4是表示軸對稱內收縮迴轉壁面、5是表示基本流場反射激波、6是表示原ICFC迴轉壁面曲線，789分別表示經過三次偏置後的迴轉壁面曲線、10是便是原ICFC迴轉壁面曲線、11是表示經過改進後的最終迴轉壁面曲線、12是表示基本流場入射激波、13是表示入射激波的反射激波、14是表示Busemann流場反射激波、15是表示變截面內乘波式進氣道進口形狀、16是表示初始入射圓弧激波、17是表示變截面內乘波式進氣道出口形狀、18是表示進氣道三維內收縮段、19是表示亞燃擴張段、20是表示進氣道圓形出口、21是表示變截面內乘波式進氣道進口下部溢流口。
具體實施例方式對照附圖，亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其結構是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特徵為三維向內收縮，其進出口形狀可以定製，能夠同時滿足各自的特定(如矩形、圓形或曲面進出口)形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。所述的進氣道，其內的高超聲速來流在進口處形成規則的初始入射圓弧激波，初始入射圓弧激波將三維進口面完全封閉，低於設計馬赫數情況下，由於其外壓縮程度的增加使得其低馬赫數自動溢流能力增強，能在更低的馬赫數下起動。所述的進氣道收縮段在進氣道肩部位置轉平，且ICFA段與後面型線銜接處採用冪次曲線光順消除膨脹區，增加壓縮效率，提高了低馬赫數自動溢流能力。氣流在唇口附近反射，以斜激波串的形式存在於擴張段內。所述的進氣道擴張段採用類「S」型面積變化規律過渡，進出口兩端附近面積變化較為平緩，中間段面積變化較大，更利於氣流光滑過渡，減小損失。亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是
O以軸對稱內收縮基本流場為基礎，該軸對稱內收縮基本流場包括ICFA段和偏置後的壓縮段；根據進氣道收縮段進出口形狀，在不同的周向位置上進行不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得符合進出口形狀要求的流面；
2)根據進氣道擴張段進出口形狀，並按一定(如類「S」型)的面積變化規律確定擴張段型面，即可獲得亞音出流、高外壓能力的符合進出口形狀要求的內乘波式進氣道，其中軸對稱流場為具有高外壓縮能力的改進ICFC流場。高外壓縮能力的改進ICFC流場是保持原ICFA段型線不變，將其後段Busemann型線向下偏置來得到具有外壓比例、流場長度、膨脹區域的基本流場；採用冪次曲線光順消除ICFA段與後段型線銜接處的氣動不光滑，導致有小膨脹區域的存在。改進ICFC流場的方法，採用特徵線方法，分段對基本流場後段型線向下偏置，其偏置量需保證入射激波不彎曲且不出現馬赫盤現象，直至基本流場不起動則認為已達到極限偏置量。內收縮基本流場是變截面內乘波式高超聲速進氣道的設計基礎，該流場為軸對稱內收縮流場。在周向二維平面內，流場的主要特徵包括入射曲線激波和反射曲線激波，氣流進入基本流場後向中心匯聚並在中心處反射。對於內乘波式高超聲速進氣道設計來說，必須保持內收縮迴轉壁面形線不變以獲得相同激波強度的軸對稱初始入射激波。當來流馬赫數和氣流偏轉角確定後，只需要改變出口馬赫數即可得到一系列不同的基本流場。亞音出流高外壓內乘波式進氣道設計方法實際上是將三維軸對稱型面設計轉換為不同二維軸對稱截面在周向位置進行疊加的設計方法。根據給定的進氣道進、出口形狀，對任一周向截面，可以獲得該截面內的進、出口徑向位置。進、出口徑向位置(或它們的比值)惟一決定了該周向截面位置應該採用的內收縮基本流場。沿每一周向截面逐一確定各截面內符合進出口要求的二維基本流場，並根據定製的進、出口形狀分別進行不同徑向位置的流線追蹤，可以獲得各周向位置的截面流線。將它們沿周向進行疊加，便可以獲得變截面內乘波式高超聲速進氣道。採用以上氣動方法設計的是無粘條件下的變截面內乘波式進氣道。在此基礎上，還必須對進氣道無粘固壁進行粘性修正(附面層位移厚度偏置)和肩部光順。實施例1
在來流馬赫數3.5，起動馬赫數3.0的條件下，設計了如圖1所示的一系列軸對稱內收縮基本流場，內收縮迴轉壁面母線為改進後的ICFC壁面曲線，初始內收縮角為10度。進氣道形狀設計要求為:進氣道出口為指定長短軸比分別為5.78和1.68的兩段半橢圓，進口投影形狀為三邊直線一邊橢圓弧(如圖2)。附圖3是變截面內乘波式高超聲速進氣道三維輪廓。來流馬赫數3.5的設計狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比26.9，出口馬赫數
0.46，總壓恢復0.495，流量捕獲係數0.983。在起動馬赫數3.0的狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比22.4，出口馬赫數0.46，總壓恢復0.682，流量捕獲係數0.938。實施例2
在來流馬赫數3.5，起動馬赫數3.2的條件下設計了如圖1所示的一系列軸對稱內收縮基本流場，內收縮迴轉壁面母線改進後的ICFC壁面曲線，初始內收縮角為10度。進氣道形狀設計要求為:進氣道出口為指定長短軸比分別為5.78和1.68的兩段半橢圓，進口投影形狀為三邊直線一邊橢圓弧(如圖2)。來流馬赫數3.5的設計狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比28.2，出口馬赫數0.48，總壓恢復0.536，流量捕獲係數0.985。在起動馬赫數3.2的狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比23.6，出口馬赫數0.49，總壓恢復0.641，流量捕獲係數0.956。另外，本發明也可以設計為其他類似進出口形狀，例如方形進口，梯形進口與圓形出口、橢圓形出口或者任意封閉曲線的組合。上述實施例只是用於對本發明的解釋，而不能作為對本發明的限制。因此凡是與本發明設計思路相同的實施方式均在本發明的保護範圍內。
權利要求
1.亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特徵是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特徵為三維向內收縮，其進出口形狀可以定製，能夠同時滿足各自的形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。
2.根據權利要求1所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特徵是所述的進氣道，其內的高超聲速來流在進口處形成規則的初始入射圓弧激波，初始入射圓弧激波將三維進口面完全封閉，低於設計馬赫數情況下，由於其外壓縮程度的增加使得其低馬赫數自動溢流能力增強，能在更低的馬赫數下起動。
3.根據權利要求1所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特徵是所述的進氣道收縮段在進氣道肩部位置轉平，且ICFA段與後面型線銜接處採用冪次曲線光順消除膨脹區，增加壓縮效率，提高了低馬赫數自動溢流能力；氣流在唇口附近反射，以斜激波串的形式存在於擴張段內。
4.根據權利要求1所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其特徵是所述的進氣道擴張段採用類「S」型面積變化規律過渡，進出口兩端附近面積變化較為平緩，中間段面積變化較大，更利於氣流光滑過渡，減小損失。
5.亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是 O以軸對稱內收縮基本流場為基礎，該軸對稱內收縮基本流場包括ICFA段和偏置後的壓縮段；根據進氣道收縮段進出口形狀，在不同的周向位置上進行不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得符合進出口形狀要求的流面； 2)根據進氣道擴張段進出口形狀，並按面積變化規律確定擴張段型面，即可獲得亞音出流、高外壓能力的符合進出口形狀要求的內乘波式進氣道，其中軸對稱流場為具有高外壓縮能力的改進ICFC流場。
6.根據權利要求5所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是高外壓縮能力的改進ICFC流場是保持原ICFA段型線不變，將其後段Busemann型線向下偏置來得到具有外壓比例、流場長度、膨脹區域的基本流場；採用冪次曲線光順消除ICFA段與後段型線銜接處的氣動不光滑，導致有小膨脹區域的存在。
7.根據權利要求5所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是改進ICFC流場的方法，採用特徵線方法，分段對基本流場後段型線向下偏置，其偏置量需保證入射激波不彎曲且不出現馬赫盤現象，直至基本流場不起動則認為已達到極限偏置量。
8.根據權利要求5所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是軸對稱內收縮基本流場，內收縮迴轉壁面母線為改進後的ICFC壁面曲線，初始內收縮角為10度；進氣道形狀設計要求為:進氣道出口為指定長短軸比分別為5.78和1.68的兩段半橢圓，進口投影形狀為三邊直線一邊橢圓弧；變截面內乘波式高超聲速進氣道三維輪廓；來流馬赫數3.5的設計狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比26.9，起動馬赫數3.0的設計狀態下，出口馬赫數0.46，總壓恢復0.495，流量捕獲係數0.983。
9.根據權利要求8所述的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特徵是來流馬赫數3.5的設計狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比28.2，出口馬赫數0.48，總壓恢復0.536，流量捕獲係數0.985，在起動馬赫數3.2的狀態下，進氣道的計算性能為出口平均增壓比23.6，出口馬赫數0.49，總壓恢復0.641，流量捕獲係數0.956。
全文摘要
本發明是亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法，結構包括進氣道收縮段和擴張段，進氣道收縮段為三維向內收縮，其進出口形狀可以定製，能夠同時滿足各自的特定形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，擴張段內為複雜的斜激波串。設計方法是以特定的高外壓軸對稱內收縮基本流場為基礎，據進氣道收縮段進出口形狀，在每一周向平面進行不同徑向位置的流線追蹤，獲得符合進出口形狀要求的流面，據擴張段進出口形狀，按一定面積變化規律確定擴張段型面，可獲得亞音出流、高外壓能力的內乘波式進氣道。優點繼承了內乘波式進氣道全流量捕獲來流，進出口形狀可定製等特點；並且具有更好的低馬赫數自動溢流能力，能與亞燃燃燒室匹配。
文檔編號G06F17/50GK103174520SQ20131011367
公開日2013年6月26日 申請日期2013年4月3日 優先權日2013年4月3日
發明者夏晨, 李中龍, 黃國平, 喬文友, 唐偉員 申請人:南京航空航天大學