前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道的製作方法

2023-12-11 01:41:52 4

專利名稱：前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道的製作方法
技術領域：
本發明涉及一種超聲速/高超聲速氣動式可調進氣道，尤其是一種用於飛行器上採用前體-內通道循環對前體激波系的氣動式整體重構的超聲速/高超聲速可調進氣道。
背景技術：
進氣道是衝壓發動機的一個重要氣動部件，其設計形式和參數對發動機的運行能力、工作性能均存在顯著影響。目前，定幾何高超聲速進氣道往往以最高飛行馬赫數為設計點，使前體壓縮波系匯聚在唇罩前緣附近以獲取高的流量捕獲能力，然而飛行馬赫數較低時，激波傾角增大，經過前體預壓縮的部分氣流在進氣道口部發生溢流，使得進氣道流量系 數顯著下降，且流溢阻力加大。考慮到在較低飛行馬赫數時高超聲速飛行器正處於加速階段，正是需要推力的時候，因此改善高超聲速進氣道的低馬赫數流量捕獲能力非常關鍵。為了解決這一問題，必須使進氣道具備一定的氣動調節能力，目前主要有變幾何調節和定幾何調節兩類技術途徑。其中，針對變幾何可調途徑已有較多的研究，如HYPR傘狀進氣道、壓縮面軸向可調進氣道、ATREX中心錐位置可調進氣道、GTK半圓形變幾何進氣道和多級圓盤可調軸對稱進氣道等。通過機械方式改變物面幾何參數及喉道截面積，此類進氣道能夠對口部波系及收縮比進行調節，故可在較寬廣的馬赫數範圍內獲得高的流量係數及總壓恢復性能，但其缺點也很突出重量增加，結構複雜，可靠性下降，且封嚴、熱防護等問題較為突出。除此以外，國際上也在探索各類定幾何可調進氣道的設計概念。其中磁控進氣道概念是目前的一個研究熱點。此類進氣道首先採用特殊方法使來流部分電離，而後使用可變磁場通過洛倫茲力來對氣流方向進行操縱，從而實現對進氣道口部波系的控制，故有望顯著改善高超聲速進氣道在低馬赫數下的流量捕獲能力。然而，由於伴隨著附加的總壓損失和加熱效應，部分狀態下該技術所帶來的收益並不顯著，並且其所需的附屬設備較多，強磁場的迭加還可能會給飛行器的制導和通訊帶來不可低估的負面影響。因此，需要一種新的技術方案以解決上述問題。

發明內容
為了改進現有的超聲速/高超聲速可調進氣道中採用的流體式激波控制技術必須每級激波分別控制，需要機構較多且激波損失較大的缺點，本發明提出了一種前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道，可以對多級激波同時控制，結構簡單且可降低激波損失。為達到上述目的，本發明可採用如下技術方案一種前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道，其包括進氣道主體、安裝在進氣道主體外側的進氣道唇罩，所述進氣道主體及進氣道唇罩之間形成進氣道內通道，所述進氣道主體具有遠離進氣道內通道的第一級壓縮面及靠近進氣道內通道的第二級壓縮面，所述第一級壓縮面及第二級壓縮面相接且相接處具有鈍角的夾角；所述第一級壓縮面上設有第一多縫或多孔板，所述第一多縫或多孔板自第一級壓縮面延伸至第一級壓縮面及第二級壓縮面相接處；所述進氣道主體上還設有位於進氣道內通道內的第二多縫或多孔板；所述第一多縫或多孔板內具有第一穩壓腔，第二多縫或多孔板內具有第二穩壓腔；所述第一穩壓腔及第二穩壓腔之間具有引流管道，並且第一穩壓腔及第二穩壓腔均只連接一個弓I流管道；弓I流管道上安裝有控制二次流流量的閥門。本發明前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道不僅能使進氣道在較寬的馬赫數範圍內保持較高的流量係數，激波損失小，而且第一穩壓腔及第二穩壓腔均只連接一個引流管道，使得該前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道調節機構少，結構簡單，易於實現。


圖I是本發明前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道的結構示意圖。圖2是本發明的工作原理圖。
具體實施例方式請參閱圖I所示，本發明公開了一種前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道，其包括進氣道主體I、安裝在進氣道主體I外側的進氣道唇罩2，所述進氣道主體I及進氣道唇罩2之間形成進氣道內通道14，所述進氣道主體I具有遠離進氣道內通道14的第一級壓縮面16及靠近進氣道內通道14的第二級壓縮面17，所述第一級壓縮面及第二級壓縮面相接且相接處具有鈍角的夾角；所述第一級壓縮面16上設有第一多縫或多孔板3，所述第一多縫或多孔板3自第一級壓縮面16延伸至第一級壓縮面及第二級壓縮面相接處；所述進氣道主體I上還設有位於進氣道內通道14內的第二多縫或多孔板7 ;所述第一多縫或多孔板3內具有第一穩壓腔4，第二多縫或多孔板7內具有第二穩壓腔8 ;所述第一穩壓腔4及第二穩壓腔8之間具有引流管道6，並且第一穩壓腔4及第二穩壓腔8均只連接一個引流管道；引流管道6上安裝有控制二次流流量的閥門5。請參閱圖I及圖2所示，從第二多縫或多孔板7引出少量二次流到第二穩壓腔8內，經過引流管道6將二次流輸送到第一穩壓腔4中，再從第一多縫或多孔板3注入主流。二次流9注入會在物面佔據一定的流動空間，並且會帶來擾動導致總壓損失，使得外部主流在壁面附近區域的流通能力不斷減弱，其「氣動邊界」 10會向外偏轉，並且第一級壓縮面16上的氣動邊界與第二級壓縮面17上的邊界層交匯，共同形成彎曲的邊界層10。通過設置第一多縫或多孔板3，並且所述第一多縫或多孔板3自第一級壓縮面16延伸至第一級壓縮面及第二級壓縮面相接處可以形成類似於等熵壓縮的逐漸變化的「氣動邊界」 10型面。在彎曲的氣動邊界10上會發出一系列弱壓縮波系11，與物面前端的激波13相互幹擾，可以使進氣道外激波系連續變化且使第二道激波蛻化或者大大弱化，前體激波系就被重構形成一道彎曲激波12。通過閥門5調整二次流9的流量，就可以實現對兩級激波系整體重構。利用激波整體重構方法，可使進氣道的工作方式與常規定幾何進氣道有很大不同，若進氣道的工作馬赫數範圍為M1Il2 (M1(M2),則可以將此進氣道的設計馬赫札設置為Mi〈Ms〈M2而不是常規定幾何進氣道的最高工作馬赫數，在馬赫數為Ms時配置外壓縮面使兩道激波交於唇口。在低於封口馬赫數Ms時，激波系不需要調節，故閥門關閉，但是其流量係數比常規進氣道高且總壓恢復仍然略有提高；在封口馬赫數MS M2之間時，調節閥門使外激波系始終保持貼口，進氣道的流量係數均可保持為I。因此該可調進氣道可以在馬赫數M:M2範圍內保持流量係數為1，在馬赫數M1Ils範圍內的流量係數也大幅提高。超聲速、高超聲速進氣道的外壓縮面一般可以有1-4級，除了最靠近內通道那級壓縮面，其它每一級壓縮面均需布置管路、閥門和多孔或多縫板各一套。在工作馬赫數4飛範圍內設計了一個具有兩級壓縮面的高超聲速可調進氣道，在馬赫數5時設計封口配置前體激波系。表I對比給出了該可調進氣道與一個常規定幾何進氣道的性能對比，可以看到在馬赫數4時，流量係數比常規定幾何進氣道提高23. 8%且總壓恢復係數提高8. 2%，馬赫數5時流量係數比常規定幾何進氣道提高26. 2%且總壓恢復高7. 3%，馬赫數5. 8時，流量係數提高5. 1%且總壓恢復高3. 6%。在馬赫數5飛範圍內，理論上通過調節調節閥門的開度使外激波均可達到貼口狀態，使流量係數均能夠保持為1，最高消 耗的二次流僅為2. 3%進氣道捕獲流量，且這部分二次流並沒有消耗，仍然在前體與內通道之間循環流動。可見該前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道能夠顯著提高低馬赫數下的性能，使進氣道在寬馬赫數範圍內保持較高的流量係數，顯著降低第二道激波導致的總壓損失，且幾何形狀固定，與兩級分別調節的方式相比，所需的管路短，調節系統少，結構簡化，激波損失減少。表I應用本發明的流體式可調進氣道與常規定幾何進氣道性能對比
~常規定幾何進氣道~ 流體式可調進氣道 性能參(參考值)__(變化幅度)_
方案描述封口馬繼為6.I*口—5』
刀木畑J力賺刀應用前體激波系整體重構技術
流量係數0.951+5.1%
M-=5. 8---
Γ —總壓恢復係數0.472+3.6%-----
流量係數0.810+22.1%
Μ0=5---
總壓恢復係數0.559+5.5%
流量係數0.626+23.8%
Μ0=4---
總壓恢復係數__0.643__+8.2%_
備註兩進氣道捕獲高度相同，前體長度相同，兩級激波角相同本發明具體實現該技術方案的方法和途徑很多，以上所述僅是本發明的優選實施方式。應當指出，對於本技術領域的普通技術人員來說，在不脫離本發明原理的前提下，還可以做出若干改進和潤飾，這些改進和潤飾也應視為本發明的保護範圍。本實施例中未明確的各組成部分均可用現有技術加以實現。
權利要求
1.一種前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道，其特徵在於其包括進氣道主體(I)、安裝在進氣道主體(I)外側的進氣道唇罩(2)，所述進氣道主體(I)及進氣道唇罩(2)之間形成進氣道內通道(14)，所述進氣道主體(I)具有遠離進氣道內通道(14)的第一級壓縮面(16)及靠近進氣道內通道(14)的第二級壓縮面(17)，所述第一級壓縮面及第二級壓縮面相接且相接處具有鈍角的夾角；所述第一級壓縮面(16)上設有第一多縫或多孔板(3)，所述第一多縫或多孔板(3)自第一級壓縮面(16)延伸至第一級壓縮面及第二級壓縮面相接處；所述進氣道主體(I)上還設有位於進氣道內通道(14)內的第二多縫或多孔板(7);所述第一多縫或多孔板(3)內具有第一穩壓腔(4)，第二多縫或多孔板(7)內具有第二穩壓腔(8);所述第一穩壓腔(4)及第二穩壓腔(8)之間具有引流管道(6)，並且第一穩壓腔(4)及第二穩壓腔(8)均只連接一個引流管道；引流管道(6)上安裝有控制二次流流量的閥門(5)。
2.根據權利要求I所述的前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道，其特徵在於從第二多縫或多孔板(7)引出少量二次流到第二穩壓腔(8)內，經過引流管道(6)將二次流輸送到第一穩壓腔(4)中，再從第一多縫或多孔板(3)注入主流。
全文摘要
本發明提供了一種前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道，主要由進氣道主體、進氣道唇罩、引流管路、閥門、穩壓腔、引流板、引流腔和多孔或多縫板組成，該進氣道能夠在較寬的馬赫數範圍內保持較高的流量係數，激波損失小，而且第一穩壓腔及第二穩壓腔均只連接一個引流管道，使得該前體-內通道循環的氣動式超聲速/高超聲速可調進氣道調節機構少，結構簡單，易於實現。
文檔編號F02C7/04GK102953826SQ20121047909
公開日2013年3月6日 申請日期2012年11月22日 優先權日2012年11月22日
發明者譚慧俊, 李程鴻, 莊逸, 黃河峽, 張啟帆, 王德鵬 申請人:南京航空航天大學