CN102705081B - 二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式，属于进气道气动设计领域。该进气道，由压缩面，进气道内收缩段，等直隔离段及唇罩组成；其特征在于：上述唇罩为可沿来流方向前后平移式结构。通过简单的沿来流方向前后平移唇罩，使进气道实现从关闭状态至开启状态的调节，高马赫数状态与低马赫数状态内收缩比的调节，正常工作范围内不同来流条件下流量捕获的调节。

Description

二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式

技术领域

本发明涉及一种二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式，属于进气道气动设计领域。 

技术背景

对于吸气式飞行器而言，进气道在设计状态下的优良气动性能不能保证其在所有关键的工作状态下均能正常稳定地工作。特别是对于宽马赫数范围工作的高超声速吸气式飞行器，当处于非设计工作状态时，进气道能否以较小的阻力及流动损失为发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量将是评价进气道综合气动性能的重要标准。 

应用于低速飞行器的亚声速进气道与发动机流量匹配相对简单，当飞行状态改变时，进气道能够根据发动机对流量的需求自动调节自由流管面积与捕获面积之间的关系从而实现流量的自动调节。随着飞行器飞行包线逐渐扩大，飞行速度由亚声速逐渐扩展到超声速、高超声速，定几何进气道很难满足宽马赫数范围的工作要求。此时，进气道变几何设计技术在解决非设计状态下进气道与发动机流量匹配，低马赫数自起动等方面展现出优势，逐渐被业界广泛认识和重视。此外，对于涡轮基组合循环（The turbine-based combined cycle, TBCC）和火箭基组合循环（The rocket-based combined cycle, RBCC）以及双模态超燃冲压发动机（Dual-Mode Scramjet）而言，变几何进气道是解决各推进循环之间协调工作和实现模态转换的最佳选择，同时变几何进气道将成为飞行器从地面起飞直至超声速和高超声速宽马赫数飞行范围推进系统正常稳定工作的重要保证。 

鉴于变几何进气道在宽马赫数范围工作的气动性能优势，尤其在高超声速领域，各国学者开展了大量的研究工作。法国ONERA等机构提出了一种平移唇口的变几何双模态超燃冲压发动机概念。通过沿水平方向移动外唇罩，使进气道在高马赫数时具有较大的内收缩比以对高速气流进行有效的压缩；低马赫数时具有较小的内收缩比利于进气道起动。日本研究机构ISAS为其研究的ATREX设计了超声速混压式轴对称变几何进气道，通过沿轴线平移中心锥实现进气道波系的调节。 

从已经掌握的资料分析可以发现，大量的变几何进气道方案只集中解决单一方面的问题，如低马赫数流量捕获或者低马赫数起动问题，方案中并未很好地同时解决低马赫数流量捕获差与高马赫数内压缩量小的矛盾以及考虑进气道从接力点马赫数的开启至正常工作的较宽马赫数范围气动性能的调节。 

发明内容

    本发明针对高超声速推进系统工作范围广，来流参数变化剧烈而导致进气道气动性能恶化，提出了一种二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式。通过简单的沿来流方向前后平移唇罩，使进气道实现从关闭状态至开启状态的调节，高马赫数状态与低马赫数状态内收缩比的调节，正常工作范围内不同来流条件下流量捕获的调节。 

一种二元高超声速变几何进气道，由压缩面，进气道内收缩段，等直隔离段及唇罩组成；其特征在于：上述唇罩为可沿来流方向前后平移式结构；且进气道的几何参数满足以下公式 

    

     （1）

其中K为进气道正常工作范围内高马赫数内收缩比与低马赫数内收缩比之比；

为进气道高马赫数内收缩比,即正常工作范围的上限，为进气道低马赫数内收缩比，即正常工作范围的下限，

和

均由具体的飞行任务给定；

为进气道唇罩从高马赫数状态移动至低马赫数状态平移的距离，为高马赫数状态进气道内收缩段出口高度，

为高马赫数状态进气道内收缩段入口高度；

为进气道内收缩段入口处压缩面与水平方向的夹角，

为进气道等直隔离段与水平方向的夹角。

所述二元高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于首先根据飞行任务确定高马赫数（飞行范围的上限）进气道内收缩比

和低马赫数（飞行范围的下限）进气道内收缩比

；其次根据

按常规方法设计二元高超声速进气道，确定进气道的几何参数

，

和

；然后根据关系式

选择

；最后根据公式（1）计算

是否能够保证进气道进行正常的变几何调节，如果不能保证，重新选择或者重新选择

和

，重复上述设计步骤。。 

所述二元高超声速变几何进气道的工作方式，其特征在于当飞行器从地面起飞时，使进气道唇罩贴合压缩面，此时进气道关闭以保护发动机。当飞行速度提高至接力点马赫数时，使进气道唇罩迎着来流方向平移直到进气道起动。当来流马赫数进一步升高，使进气道唇罩后退，保证进气道实现激波封口状态以保证较高的流量捕获。在正常工作范围，使进气道唇罩可以随着来流速度的降低沿来流方向前伸或者随着来流速度的升高沿来流方向后退，实时保证进气道实现激波封口。 

本发明的工作原理是：在超燃冲压发动机达到接力点马赫数之前，进气道需要关闭以保护燃烧室及其他发动机部件。通过将可平移唇罩后移，使进气道等直隔离段高度为零，此时进入进气道的气流流量为零，进气道关闭。当来流马赫数达到接力点马赫数时，唇罩前移，进气道隔离段高度逐渐增加直到进气道内收缩段入口处的分离包消失，进气道起动，此时进气道完成开启过程调节。当飞行器工作于高马赫数（飞行范围的上限）状态时，进气道压缩楔面上产生的激波交汇于唇口，进气道实现最佳的气流捕获和对气流的减速增压作用。当飞行速度增加，压缩面上产生的激波波角减小，此时激波入射进气道内压缩段；为了避免入射内压缩段的激波引起气流分离而导致进气道性能恶化，进气道唇罩后退，使激波保持封口状态。当飞行速度减小，压缩面上产生的激波波角增大，进气道产生溢流；为了提高进气道的流量捕获，唇罩前伸，使激波保持封口状态。所述二元高超变几何进气道如遇到来流速度过低或燃烧室反压多高引起进气道不起动，平移唇罩降低进气道的内收缩比，可使进气道再起动。如果进气道隔离段出口马赫数过高引起总压损失较大，平移唇罩增大进气道内收缩比，有效增大对气流的减速增压作用，提高总压恢复系数。 

本发明的优点是：仅通过简单的唇罩平移就能实现二元高超声速进气道从关闭状态到开启状态的调节，高马赫数状态与低马赫数状态内收缩比的调节以及不同来流条件下流量捕获的调节。实现容易，控制方便且能够保证进气道在较宽飞行范围内均能获得较优的综合气动性能。 

附图说明

附图1是二元高超声速变几何进气道示意图； 

附图2是变几何进气道非设计状态流量与内收缩比耦合调节示意图；

附图3是附图2区域Ⅰ的局部放大图；

附图4是二元高超声速变几何进气道唇罩关闭状态示意图；

附图5是二元高超声速变几何进气道设计方法流程图；

附图6是二元高超声速变几何进气道工作方式说明；

附图7是定几何进气道不起动/起动状态流场马赫数等值图（含流线）；

附图8是变几何进气道不起动/起动状态流场马赫数等值图（含流线）；

附图9是定/变几何进气道流量系数与总压恢复系数对比；

附图10是定/变几何进气道隔离段出口马赫数与增压比对比；

图中标号名称：1.进气道压缩面，2.可平移唇罩，3.进气道内收缩段，4.进气道等直隔离段，5.燃烧室腔体，6.燃烧室固壁，7.低马赫数来流状态进气道压缩面上产生的激波，8. 高马赫数来流状态进气道压缩面上产生的激波，9.内收缩段和等直隔离段内激波系。

具体实施方式

根据附图1所示，本发明二元高超声速变几何进气道由压缩面，可平移唇罩，内收缩段和等直隔离段几部分构成，其中可平移唇罩与压缩面构成内压缩通道和等直隔离段通道。图中1所示进气道的压缩面为三楔压缩面，设计时可将进气道压缩设计成单楔压缩面，多楔压缩面，等熵压缩面或者楔面与近似等熵压缩面组合的混合压缩面，其作用是优化得到进气道的关键设计参数。压缩面的具体形式由相应的型号设计任务或飞行任务给定。图中2所示的进气道可平移唇罩尾部与燃烧室固壁搭接，采用滑动运动副控制唇罩的移动方向，为单自由度移动。图中3为进气道内收缩段，从进气道入口至内收缩段出口，内收缩段通道面积逐渐减小。图中4为进气道等直隔离段，等直隔离段用来隔离燃烧室产生的压力脉动并且对内收缩段出口的气流进一步减速增压。图中5为燃烧室腔体，在燃烧室腔体入口处设计了突扩台阶结构。图中6为燃烧室固壁，固壁与可平移唇罩采用滑动运动副连接。整个进气道的可运动部件只有可平移唇罩，且仅能做单自由度运动平移。 

根据附图2所示，当进气道工作于低马赫数状态时，通过迎着来流方向平移唇罩，捕获由于激波角增大而溢流的气体，增加流入进气道的气流量。在平移唇罩的过程中，进气道入口高度和隔离段入口高度均增大，图中7为低马赫数状态激波，通过唇罩的前伸，保证了压缩面第三道激波封口。图中8为高马赫数状态激波，高马赫数状态压缩面的激波封口，保证进气道获得最佳的流量捕获。图中9为高马赫数状态进气道内收缩段和等直隔离段内的激波系。 

根据附图3所示，通过图中所示参数的组合，可以实现进气道在平移过程中内收缩比的控制。具体方法如下：定义高马赫数状态内收缩比与低马赫数状态内收缩比之比为参数K，进气道高马赫数状态内收缩比为

，低马赫数状态内收缩比为

，按照图中的标示，推导如下： 

， 

 （1）

    （2）

    （3）

   （4）

   （5）

二元高超声速变几何进气道设计流程如附图5所示。

二元高超声速变几何进气道工作方式说明如附图6所示。 

应用实例

应用实例1：

1）技术指标：

工作马赫数范围：4.0～7.0

工作马赫数上限为高马赫数7.0，工作范围的下限为低马赫数4.0，设计工作状态为马赫数7.0。

2）方案介绍： 

结合图1，设计三压缩楔面二元高超变几何进气道，三道压缩楔面角度分别为5o，5.7o和6.7o，

。三道压缩楔面水平长度分别为254.8毫米，149.8毫米和143.1毫米。唇口至进气道底面竖直高度120毫米，马赫7.0时进气道内收缩比

为1.80，马赫数4.0时内收缩比

为1.64，马赫7.0与马赫4.0进气道内收缩比之比K为1.1。当来流马赫数为7.0时，设计三道激波封口，当来流马赫数降低，迎着来流前伸可平移唇罩，保证进气道第三道激波始终封口。

为了对比分析变几何进气道气动性能，选择变几何进气道马赫7.0时的状态为基准几何构型，在不同来流马赫数时唇罩始终固定不动，通过数值仿真的方法获得二元高超声速变几何进气道与定几何进气道气动性能并将数值仿真结果与变几何进气道结果进行对比。 

3）起动特性对比： 

从附图7可以看出，对于唇罩不能移动的固定几何二元高超声速进气道而言，在整个工作范围内进气道的内收缩比始终保持为

。当来流马赫数从0开始增加时，需要增加到马赫4.9才能正常起动，此起动马赫数已经超过了正常工作范围的下限，缩小了了进气道的正常工作范围；通过唇罩沿着来流方向前伸，将进气道的内收缩比从

降至

，通过附图8可以看出，进气道在马赫3.4即可正常起动，进气道通过唇罩的平移扩大了正常工作范围，保证了进气道较好的起动性能。

4）气动性能对比： 

附图9为二元高超声速变几何进气道与定几何进气道在马赫数范围为4.0～7.0的三维数值仿真结果对比，图中

为进气道流量系数，

为进气道总压恢复系数。可以看出，两种进气道流量系数随着马赫数的增加而增大，总压恢复系数随着马赫数的增加而降低。通过在低马赫数来流条件下平移唇罩，保证了第三道激波封口，变几何进气道流量系数明显高于定几何进气道，总压恢复系数也高于相同来流条件下定几何进气道值。来流马赫数越低，变几何进气道的气动性能优势越明显。当来流马赫数为4.0时变几何进气道总压恢复系数比定几何进气道高9%，流量系数高21%。附图10为进气道隔离段出口马赫数和增压比的对比，图中表示隔离段出口马赫数，

表示进气道增压比。可以看出，随着来流马赫数的增加，进气道的隔离段出口马赫数和增压比均增加，两种进气道变化趋势基本一致。在低于设计点马赫数7.0的来流条件下，由于定几何进气道始终保持较高的内收缩比，而变几何进气道平移唇罩降低了内收缩比，导致变几何进气道对气流的减速增压作用略低于定几何进气道，变几何进气道隔离段出口马赫数略高，增压比略低，但是并不影响进气道正常有效的工作。

Claims (2)

1.一种二元高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于：

该进气道由压缩面，进气道内收缩段，等直隔离段及唇罩组成；上述唇罩为可沿来流方向前后平移式结构；且进气道的几何参数满足以下公式

$K=\frac{{\mathrm{CR}}_{\mathrm{high}}}{{\mathrm{CR}}_{\mathrm{low}}}=\frac{1+\frac{\mathrm{Ls}}{\mathrm{Cg}}\·\sin \left(\mathrm{\α}2\right)}{1+\frac{\mathrm{Ls}}{\mathrm{Rg}}\·\sin \left(\mathrm{\α}1\right)}---\left(1\right)$

其中K为进气道正常工作范围内高马赫数内收缩比与低马赫数内收缩比之比；CR_high为进气道高马赫数内收缩比,即正常工作范围的上限，CR_low为进气道低马赫数内收缩比，即正常工作范围的下限，CR_high和CR_low均由具体的飞行任务给定；Ls为进气道唇罩从高马赫数状态移动至低马赫数状态平移的距离，Cg为高马赫数状态进气道内收缩段出口高度，Rg为高马赫数状态进气道内收缩段入口高度；α1为进气道内收缩段入口处压缩面与水平方向的夹角，α2为进气道等直隔离段与水平方向的夹角；

上述进气道的设计方法，包括以下过程：

首先根据飞行任务确定高马赫数进气道内收缩比CR_high和低马赫数进气道内收缩比CR_low；

其次根据CR_high按常规方法设计二元高超声速进气道，确定进气道的几何参数Cg，Rg和α1；

然后根据关系式0≤α2≤α1选择α2；

最后根据公式（1）计算Ls是否能够保证进气道进行正常的变几何调节，Ls的正常范围为大于零小于燃烧室腔体长度，如果不能保证，重新选择α2或者重新选择CR_high和CR_low，重复上述设计步骤。

2.利用权利要求1所述的二元高超声速变几何进气道的设计方法所设计的进气道的工作方式，其特征在于包括以下过程：

当飞行器从地面起飞时，使进气道唇罩贴合压缩面，此时进气道关闭以保护发动机；

当飞行速度提高至接力点马赫数时，使进气道唇罩迎着来流方向平移直到进气道起动；

当来流马赫数进一步升高，使进气道唇罩后退，保持进气道实现激波封口状态以保证较高的流量捕获；

在正常工作范围，使进气道唇罩随着来流速度的降低沿来流方向前伸或者随着来流速度的升高沿来流方向后退，实时保证进气道实现激波封口状态。

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