CN103174520A

CN103174520A - 亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法

Info

Publication number: CN103174520A
Application number: CN2013101136729A
Authority: CN
Inventors: 夏晨; 李中龙; 黄国平; 乔文友; 唐伟员
Original assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Current assignee: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date: 2013-04-03
Filing date: 2013-04-03
Publication date: 2013-06-26
Anticipated expiration: 2033-04-03
Also published as: CN103174520B

Abstract

本发明是亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法，结构包括进气道收缩段和扩张段，进气道收缩段为三维向内收缩，其进出口形状可以定制，能够同时满足各自的特定形状要求，且进气道收缩段内激波形状为规则的圆弧状，扩张段内为复杂的斜激波串。设计方法是以特定的高外压轴对称内收缩基本流场为基础，据进气道收缩段进出口形状，在每一周向平面进行不同径向位置的流线追踪，获得符合进出口形状要求的流面，据扩张段进出口形状，按一定面积变化规律确定扩张段型面，可获得亚音出流、高外压能力的内乘波式进气道。优点：继承了内乘波式进气道全流量捕获来流，进出口形状可定制等特点；并且具有更好的低马赫数自动溢流能力，能与亚燃燃烧室匹配。

Description

亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法

技术领域

本发明涉及的是一种亚音速出流高外压内乘波进气道及其设计方法，属于高超声速进气道技术领域。

背景技术

高超声速飞行器是发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。进气道是高超声速飞行器中的主要部件，它的设计目标是以较小的流动损失为下游的推进系统部件提供尽可能多的高能气流。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几点：①设计状态流量捕获能力强，为推进系统提供尽可能多的流量；②在压缩气流至所需压比的同时，应做到效率（出口总压）高和出口气流畸变小；③设计方案应在结构上对飞行器总体性能有利：长度尽量短、几何形状固定都有利于减轻重量、提高性能；④外流阻力小，这就要求进气道溢流小，且进气道迎风面积与捕获面积之比尽量小；⑤应有尽量宽的工作马赫数范围，因而进气道要能在低M数时自动溢流；⑥应易于实现与飞行器机体一体化设计，因此要求进气道可以在机腹多个并列模块化安装。

目前已经提出的高超声速进气道形式主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道等。国内外众多学者对它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了广泛而深入的研究。此外，近两年来，研究人员还提出了一些新型先进高超声速进气道设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学Billig F.S等提出的流线追踪Busemann进气道，采用流线追踪技术，对Busemann等熵进气道加以改进；美国Astrox公司的Ajay P. K.等提出的“Funnel”型进气道概念，仿照使用锥型流来生成乘波体的思路，使用向内拐折的轴对称流型来生成进气道内表面构形；英国牛津大学提出的模块化收缩式进气道以及美国空军实验室研制的一种Jaw进气道。在美国下一代高超声速推进系统研究计划中， Hycause和FALCON飞行器也都拟采用此类被称为三维内收缩的进气道形式。在国内，南京航空航天大学的黄国平、梁德旺、尤延铖等人率先提出了一类命名为内乘波的三维内收缩进气道，该类进气道以直接流线追踪为主要技术特点，可以在设计状态下以不规则的三维几何外形全流量捕获自由来流，具有较好的性能特点。此外，南京航空航天大学的张堃元，孙波等人在截短Busemann进气道方面也开展了一些相关研究。

纵观以上各类进气道方案，虽然它们都具有一些独特的设计优势和特点，但仍存在一些设计缺陷和性能不足。以典型的截短Busemann进气道为例，由于不具有内乘波的特点，即使在设计状态下，此类进气道的流量捕获系数通常也就在90%左右。而在高超声速推进系统中，10%的流量损失就对应了10%以上的推力损失。以直接流线追踪为技术特点的内乘波式进气道虽然被证明可以100%的捕获自由来流，但是，它复杂的三维外形却限制了它在总体布局中的应用。而所有三维内收缩式进气道其高的流量捕获能力也给其带来了一个棘手的问题，起动能力弱。且目前研究的三维内收缩式进气道大部分都是超音速出流，需匹配超燃燃烧室，而超燃燃烧室的设计难度较大。

发明内容

本发明的目的旨在克服现有技术所存在的上述缺陷，提出一种出口为亚音速，且起动能力强的亚音速出流高外压内乘波式进气道及其设计方法。

本发明的技术解决方案：亚音速出流高外压内乘波式进气道，其结构是包括进气道收缩段和扩张段，所述的进气道收缩段特征为三维向内收缩，其进出口形状可以定制，能够同时满足各自的特定（如矩形、圆形或曲面进出口）形状要求，且进气道收缩段内激波形状为规则的圆弧状，所述的进气道扩张段内为一道正激波或斜激波串。

亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是

1）其特征是以轴对称内收缩基本流场为基础，该轴对称内收缩基本流场包括ICFA段和偏置后的压缩段；根据进气道收缩段进出口形状，在不同的周向位置上进行不同径向位置的流线追踪叠加组合获得符合进出口形状要求的流面；

2）根据进气道扩张段进出口形状，并按一定（如类“S”型）的面积变化规律确定扩张段型面，即可获得亚音出流、高外压能力的符合进出口形状要求的内乘波式进气道，其中轴对称流场为具有高外压缩能力的改进ICFC流场。

本发明的工作原理是：在设计状态下，高超声速气流通过进口进入进气道。进出口形状可定制的内乘波式进气道三维造型特点会使得气流通过指定的进口形状生成规则的初始入射圆弧激波，该激波恰好封闭住三维进口面，保证进气道捕获流量全部进入进气道。进入进气道的气流经过内收缩段的三维压缩向中心汇聚，在进气道下表面产生反射。反射激波交上壁面于进气道肩部位置并再次发生拐折，气流方向转为接近平行于来流，以斜激波串的形式流出特定形状的进气道出口，进入扩张段及下游发动机部件。低于设计马赫数情况下，进气道初始入射激波角增大，部分捕获来流会自动从进气道下唇口附近溢出，拓宽进气道低马赫数工作能力。

本发明的优点：亚音出流高外压内乘波式进气道是一种固定几何进气道。内乘波设计可以保证该进气道全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下具有更好的自动调整溢流能力，拓宽进气道的工作马赫数范围；出口为亚音速，可以与亚燃燃烧室匹配；进出口形状可以根据布局要求进行定制的特点，易于该进气道实现并列模块化安装或与各类飞行器机体外形的一体化设计。

附图说明

附图1是轴对称内收缩基本流场示意图。

附图2是基本流场改型示意图。

附图3是原ICFC基本流场和改进后的流场的比较示意图。

附图4是变截面内乘波式高超声速进气道进、出口投影形状示意图。

附图5是变截面内乘波式高超声速进气道三维轮廓示意图。

附图6是表示进气道进口下部溢流口示意图。

图中的1是表示高超声速来流、2是表示轴对称回转中心线、3是表示基本流场入射激波、4是表示轴对称内收缩回转壁面、5是表示基本流场反射激波、6是表示原ICFC回转壁面曲线，789分别表示经过三次偏置后的回转壁面曲线、10是便是原ICFC回转壁面曲线、11是表示经过改进后的最终回转壁面曲线、12是表示基本流场入射激波、13是表示入射激波的反射激波、14是表示Busemann流场反射激波、15是表示变截面内乘波式进气道进口形状、16是表示初始入射圆弧激波、17是表示变截面内乘波式进气道出口形状、18是表示进气道三维内收缩段、19是表示亚燃扩张段、20是表示进气道圆形出口、21是表示变截面内乘波式进气道进口下部溢流口。

具体实施方式

对照附图，亚音速出流高外压内乘波式进气道，其结构是包括进气道收缩段和扩张段，所述的进气道收缩段特征为三维向内收缩，其进出口形状可以定制，能够同时满足各自的特定（如矩形、圆形或曲面进出口）形状要求，且进气道收缩段内激波形状为规则的圆弧状，所述的进气道扩张段内为一道正激波或斜激波串。

所述的进气道，其内的高超声速来流在进口处形成规则的初始入射圆弧激波，初始入射圆弧激波将三维进口面完全封闭，低于设计马赫数情况下，由于其外压缩程度的增加使得其低马赫数自动溢流能力增强，能在更低的马赫数下起动。

所述的进气道收缩段在进气道肩部位置转平，且ICFA段与后面型线衔接处采用幂次曲线光顺消除膨胀区，增加压缩效率，提高了低马赫数自动溢流能力。气流在唇口附近反射，以斜激波串的形式存在于扩张段内。

所述的进气道扩张段采用类“S”型面积变化规律过渡，进出口两端附近面积变化较为平缓，中间段面积变化较大，更利于气流光滑过渡，减小损失。

亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是

1）以轴对称内收缩基本流场为基础，该轴对称内收缩基本流场包括ICFA段和偏置后的压缩段；根据进气道收缩段进出口形状，在不同的周向位置上进行不同径向位置的流线追踪叠加组合获得符合进出口形状要求的流面；

高外压缩能力的改进ICFC流场是保持原ICFA段型线不变，将其后段Busemann型线向下偏置来得到具有外压比例、流场长度、膨胀区域的基本流场；采用幂次曲线光顺消除ICFA段与后段型线衔接处的气动不光滑，导致有小膨胀区域的存在。

改进ICFC流场的方法，采用特征线方法，分段对基本流场后段型线向下偏置，其偏置量需保证入射激波不弯曲且不出现马赫盘现象，直至基本流场不起动则认为已达到极限偏置量。

内收缩基本流场是变截面内乘波式高超声速进气道的设计基础，该流场为轴对称内收缩流场。在周向二维平面内，流场的主要特征包括入射曲线激波和反射曲线激波，气流进入基本流场后向中心汇聚并在中心处反射。对于内乘波式高超声速进气道设计来说，必须保持内收缩回转壁面形线不变以获得相同激波强度的轴对称初始入射激波。当来流马赫数和气流偏转角确定后，只需要改变出口马赫数即可得到一系列不同的基本流场。

亚音出流高外压内乘波式进气道设计方法实际上是将三维轴对称型面设计转换为不同二维轴对称截面在周向位置进行叠加的设计方法。根据给定的进气道进、出口形状，对任一周向截面，可以获得该截面内的进、出口径向位置。进、出口径向位置(或它们的比值)惟一决定了该周向截面位置应该采用的内收缩基本流场。沿每一周向截面逐一确定各截面内符合进出口要求的二维基本流场，并根据定制的进、出口形状分别进行不同径向位置的流线追踪，可以获得各周向位置的截面流线。将它们沿周向进行叠加，便可以获得变截面内乘波式高超声速进气道。

采用以上气动方法设计的是无粘条件下的变截面内乘波式进气道。在此基础上，还必须对进气道无粘固壁进行粘性修正（附面层位移厚度偏置）和肩部光顺。

实施例1

在来流马赫数3.5，起动马赫数3.0的条件下，设计了如图1所示的一系列轴对称内收缩基本流场，内收缩回转壁面母线为改进后的ICFC壁面曲线，初始内收缩角为10度。进气道形状设计要求为：进气道出口为指定长短轴比分别为5.78和1.68的两段半椭圆，进口投影形状为三边直线一边椭圆弧（如图2）。附图3是变截面内乘波式高超声速进气道三维轮廓。来流马赫数3.5的设计状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比26.9，出口马赫数0.46，总压恢复0.495，流量捕获系数0.983。在起动马赫数3.0的状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比22.4，出口马赫数0.46，总压恢复0.682，流量捕获系数0.938。

实施例2

在来流马赫数3.5，起动马赫数3.2的条件下设计了如图1所示的一系列轴对称内收缩基本流场，内收缩回转壁面母线改进后的ICFC壁面曲线，初始内收缩角为10度。进气道形状设计要求为：进气道出口为指定长短轴比分别为5.78和1.68的两段半椭圆，进口投影形状为三边直线一边椭圆弧（如图2）。来流马赫数3.5的设计状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比28.2，出口马赫数0.48，总压恢复0.536，流量捕获系数0.985。在起动马赫数3.2的状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比23.6，出口马赫数0.49，总压恢复0.641，流量捕获系数0.956。

另外，本发明也可以设计为其他类似进出口形状，例如方形进口，梯形进口与圆形出口、椭圆形出口或者任意封闭曲线的组合。上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。

Claims

1.亚音速出流高外压内乘波式进气道，其特征是包括进气道收缩段和扩张段，所述的进气道收缩段特征为三维向内收缩，其进出口形状可以定制，能够同时满足各自的形状要求，且进气道收缩段内激波形状为规则的圆弧状，所述的进气道扩张段内为一道正激波或斜激波串。

2.根据权利要求1所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道，其特征是所述的进气道，其内的高超声速来流在进口处形成规则的初始入射圆弧激波，初始入射圆弧激波将三维进口面完全封闭，低于设计马赫数情况下，由于其外压缩程度的增加使得其低马赫数自动溢流能力增强，能在更低的马赫数下起动。

3.根据权利要求1所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道，其特征是所述的进气道收缩段在进气道肩部位置转平，且ICFA段与后面型线衔接处采用幂次曲线光顺消除膨胀区，增加压缩效率，提高了低马赫数自动溢流能力；气流在唇口附近反射，以斜激波串的形式存在于扩张段内。

4.根据权利要求1所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道，其特征是所述的进气道扩张段采用类“S”型面积变化规律过渡，进出口两端附近面积变化较为平缓，中间段面积变化较大，更利于气流光滑过渡，减小损失。

5.亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是

2）根据进气道扩张段进出口形状，并按面积变化规律确定扩张段型面，即可获得亚音出流、高外压能力的符合进出口形状要求的内乘波式进气道，其中轴对称流场为具有高外压缩能力的改进ICFC流场。

6.根据权利要求5所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是高外压缩能力的改进ICFC流场是保持原ICFA段型线不变，将其后段Busemann型线向下偏置来得到具有外压比例、流场长度、膨胀区域的基本流场；采用幂次曲线光顺消除ICFA段与后段型线衔接处的气动不光滑，导致有小膨胀区域的存在。

7.根据权利要求5所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是改进ICFC流场的方法，采用特征线方法，分段对基本流场后段型线向下偏置，其偏置量需保证入射激波不弯曲且不出现马赫盘现象，直至基本流场不起动则认为已达到极限偏置量。

8.根据权利要求5所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是轴对称内收缩基本流场，内收缩回转壁面母线为改进后的ICFC壁面曲线，初始内收缩角为10度；进气道形状设计要求为：进气道出口为指定长短轴比分别为5.78和1.68的两段半椭圆，进口投影形状为三边直线一边椭圆弧；变截面内乘波式高超声速进气道三维轮廓；来流马赫数3.5的设计状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比26.9，起动马赫数3.0的设计状态下，出口马赫数0.46，总压恢复0.495，流量捕获系数0.983。

9.根据权利要求8所述的亚音速出流高外压内乘波式进气道的设计方法，其特征是来流马赫数3.5的设计状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比28.2，出口马赫数0.48，总压恢复0.536，流量捕获系数0.985，在起动马赫数3.2的状态下，进气道的计算性能为出口平均增压比23.6，出口马赫数0.49，总压恢复0.641，流量捕获系数0.956。