CN104675523B - 冲压发动机周向进气畸变抑制格栅及其设计方法 - Google Patents

Abstract

冲压发动机周向进气畸变抑制格栅及其设计方法，涉及冲压发动机。冲压发动机周向进气畸变抑制格栅设有三个依次串联套接层叠在一起的畸变抑制格栅片，三个畸变抑制格栅片均由分布规律一致的同心圆环和径向条幅组成，第一格栅片相对于冲压发动机位置固定不动，第二、三格栅片可沿着与第一格栅片同心的轴转动，第二、三格栅片由套筒轴与第一格栅片连接并与第一格栅片作为整体安装于冲压发动机燃烧室圆形截面入口，第二、三格栅片由独立的伺服转动电机分别控制转动。先确定最大的周向畸变值DC(60)；再确定抑制该最大周向畸变值DC(60)所需的最小格栅扇形角θ_min；然后确定格栅扇形角；确定格栅径向条幅数量；确定格栅同心圆环数量。

Description

冲压发动机周向进气畸变抑制格栅及其设计方法

技术领域

本发明涉及冲压发动机，尤其是涉及一种冲压发动机周向进气畸变抑制格栅及其设计方法。

背景技术

冲压发动机属于吸气式高速推进动力装置，广泛应用于超声速巡航导弹和超声速飞机等高速飞行器，为其提供喷气推进动力。常规冲压发动机由三大主要部件组成，分别是扩压器、燃烧室和尾喷管。高速气流首先进入扩压器减速扩压，速度由超声速下降至亚声速，随后在燃烧室中点火燃烧，最后从尾喷管中喷出产生推力。

从冲压发动机部件来看，扩压器出口气流将进入燃烧室点火燃烧，在真实环境下扩压器出口气流在三维空间里很难保证压力和速度分布的均匀性，即出现所谓“畸变”。燃烧室入口的气流畸变程度严重影响气流与燃料在燃烧室中的掺混和稳定燃烧。因此，有必要对扩压器出口气流采取整流均匀化的措施，使进入燃烧室中的气流压力和速度的空间分布尽可能均匀一致，以保证获得较好的燃烧效果和更理想的冲压发动机推力，使气流均匀化的过程即为“畸变抑制”。

目前，已有的大量进气畸变抑制措施中，进气格栅获得了最广泛的使用并已经取得了令人满意的畸变抑制效果。但是，目前的进气格栅设计方案中基本都采用形式单一、几何固定的格栅，在发动机不同工作状态下格栅的小孔形状、孔径大小、堵塞度均保持不变。固定几何形式的畸变抑制格栅很难保证在发动机所有工作状态下均获得较好的气流畸变抑制效果同时保持最小的发动机内部气动阻力。因此，几何可调的进气畸变抑制格栅对于宽范围工作的冲压发动机而言是理想的选择。

发明内容

本发明的目的在于所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种能够控制冲压发动机在不同飞行姿态和飞行环境下燃烧室入口周向畸变抑制程度可调节的冲压发动机周向进气畸变抑制格栅及其设计方法。

所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅设有三个依次串联套接层叠在一起的第一畸变抑制格栅片、第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片，三个畸变抑制格栅片均由分布规律一致的同心圆环和径向条幅组成，第一畸变抑制格栅片相对于冲压发动机位置固定不动，第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片可沿着与第一畸变抑制格栅片同心的轴顺时针或逆时针转动，所述第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片由套筒轴与第一畸变抑制格栅片连接并与第一畸变抑制格栅片作为整体安装于冲压发动机燃烧室圆形截面入口，第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片由独立的伺服转动电机分别控制转动。

所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅的设计方法，包括以下步骤：

1)根据不同飞行器来流条件确定最大的周向畸变值DC(60)，DC(60)由下述公式确定：

$\mathrm{DC}\left(60\right)=\frac{\stackrel{\‾}{P^{*}}-P{\left(60\right)}_{\min }^{*}}{\frac{1}{2}{\mathrm{\ρ}}_{\∞}{U}_{\∞}^2}$

式中，为燃烧室入口圆形截面平均总压，为燃烧室入口圆形截面60°扇形角内最低总压，ρ_∞为自由来流密度，U_∞为自由来流速度；

2)确定抑制该最大周向畸变值DC(60)所需的最小格栅扇形角θ_min；

3)确定格栅扇形角，格栅扇形角θ＝3θ_min；

4)确定格栅径向条幅数量；

5)确定格栅同心圆环数量。

在步骤1)中，所述根据不同飞行器来流条件确定最大的周向畸变值DC(60)，可根据不同飞行器来流条件通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定最大的周向畸变值DC(60)。

在步骤2)中，所述确定抑制该最大周向畸变值DC(60)所需的最小格栅扇形角θ_min，可通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定抑制该最大周向畸变值DC(60)所需的最小格栅扇形角θ_min。

在步骤4)中，所述格栅径向条幅数量可为360/(3θ_min)。

在步骤5)中，所述格栅同心圆环数量可为格栅径向条幅数量的1/3，格栅同心圆环沿圆周直径方向等距分布。

所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅的工作方式为：

当飞行器从地面起飞时，第三畸变抑制格栅片顺时针或者逆时针旋转θ/2角度；

当飞行器大攻角爬升飞行或者大侧滑角飞行时，第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片顺时针或者逆时针同向分别旋转θ/3角度和2θ/3；

当飞行器飞行速度达到巡航速度后攻角和侧滑角降至设计状态时，回调第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片与第一畸变抑制格栅片对齐，使格栅整体径向条幅夹角为θ；

当飞行器巡航飞行状态受到干扰导致攻角侧滑角增大，第三畸变抑制格栅片顺时针或者逆时针旋转θ/2角度；

当飞行器大攻角下降飞行或者大侧滑角飞行时，第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片顺时针或者逆时针同向分别旋转θ/3角度和2θ/3。

本发明的工作原理为：在常规冲压发动机燃烧室圆形截面入口安装几何可调的周向进气畸变抑制格栅，根据飞行器的飞行状态改变所导致的扩压器出口气流畸变程度不同相应调节畸变抑制格栅沿圆周方向孔径分布密度，减小扩压器出口气流的周向畸变同时获得最小的内部气动阻力，帮助推进系统获得最佳的推进效率，主要应用于冲压发动机。当冲压发动机在起飞爬升阶段、下降阶段或者以大攻角、大侧滑角飞行姿态工作时，燃烧室入口气流速度和压力在空间分布出现较大范围的不均匀性，导致气流进入冲压发动机燃烧室后与燃料的掺混和稳定燃烧变得困难。为了抑制冲压发动机燃烧室入口气流的周向畸变，转动畸变抑制格栅可调节部分，减小格栅整体孔隙沿圆周方向分布的稀疏程度，使气流穿过更密的格栅从而降低气流的不均匀程度；反之，当冲压发动机在巡航状态或者以小攻角、小侧滑角飞行姿态工作时，回调畸变抑制格栅可调节部分，增大格栅整体孔隙沿圆周方向的稀疏程度，使气流穿过相对稀疏的格栅从而降低冲压发动机内部气动阻力。

本发明的有益效果在于：(1)、通过转动第二和第三畸变抑制格栅片实现冲压发动机大攻角和大侧滑角飞行姿态下畸变有效抑制，同时当冲压发动机以正常飞行姿态运行时回调第二和第三畸变抑制格栅片增加畸变抑制格栅整体稀疏程度以减小内部气动阻力；(2)、本发明其结构简单、控制方便，能够在极大地提高冲压发动机的抗周向畸变能力的同时最大程度减小冲压发动机内部气动阻力，增大了发动机稳定工作裕度。

附图说明

图1为所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅在冲压发动机中安装位置示意图；

图2为所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅在冲压发动机中安装位置正视图；

图3为三个畸变抑制格栅片装配位置示意图；

图4为装配完成的所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅整体侧视图；

图5为初始状态第二个和第三畸变抑制格栅片均未转动时格栅整体正视图；

图6为畸变增大后，第三畸变抑制格栅片旋转后格栅整体正视图；

图7为畸变最大时，第二和第三畸变抑制格栅片均旋转后格栅整体正视图；

图8为最小格栅扇形角测量方法示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

如图1和图2所示，本发明冲压发动机周向进气畸变抑制格栅4,安装于冲压发动机内流通道中。常规冲压发动机由扩压器1、燃烧室2和尾喷管3组成，燃烧室2入口截面为圆形。本发明所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅安装于燃烧室2入口处。

如图3和图4所示，所述冲压发动机周向进气畸变抑制格栅实施例设有三个依次串联套接层叠在一起的第一畸变抑制格栅片5、第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7，三个畸变抑制格栅片5～7均由分布规律一致的同心圆环和径向条幅组成，第一畸变抑制格栅片5相对于冲压发动机位置固定不动，第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7可沿着与第一畸变抑制格栅片5同心的轴顺时针或逆时针转动，所述第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7由套筒轴与第一畸变抑制格栅片5连接并与第一畸变抑制格栅片5作为整体安装于冲压发动机燃烧室圆形截面入口，第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7由独立的伺服转动电机分别控制转动。

如图5所示，三个格栅均有相同的径向条幅夹角θ，在初始状态下，第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7不发生转动，与第一畸变抑制格栅片5径向条幅对齐，使格栅整体径向条幅夹角为θ。

本发明冲压发动机周向进气畸变抑制格栅设计方法具体过程为：

首先，根据不同飞行器来流条件确定最大的周向畸变值DC(60)，DC(60)由下述公式确定；式中，为燃烧室入口平均总压，为60°扇形角内最低总压，ρ_∞为自由来流密度，U_∞为自由来流速度；

其次，通过风洞吹风试验或者数值仿真方法确定抑制该最大周向畸变值DC(60)所需的最小格栅扇形角θ_min(在图8中，用标记9表示)，最小格栅扇形角θ_min测量方法由图8所示；

然后，确定格栅扇形角θ，格栅扇形角θ＝3θ_min；

进一步，确定格栅径向条幅数量，格栅径向条幅数量为360/(3θ_min)；

最后，确定格栅同心圆环数量，同心圆环数量约为格栅径向条幅数量的1/3，并沿圆周直径方向等距分布。

本发明冲压发动机周向进气畸变抑制格栅工作方式包括以下过程：

当飞行器从地面起飞时，第三畸变抑制格栅片7顺时针或者逆时针旋转θ/2角度；

当飞行器大攻角爬升飞行或者大侧滑角飞行时，第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7顺时针或者逆时针同向分别旋转θ/3角度和2θ/3；

当飞行器飞行速度达到巡航速度后攻角和侧滑角降至设计状态时，回调第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7与第一畸变抑制格栅片5对齐，使格栅整体径向条幅夹角为θ，旋转后格栅整体正视图如图5所示；

当飞行器巡航飞行状态受到干扰导致攻角侧滑角增大，第三畸变抑制格栅片7顺时针或者逆时针旋转θ/2角度，旋转后格栅整体正视图如图6所示；

当飞行器以大攻角下降飞行或者大侧滑角飞行时，第二畸变抑制格栅片6和第三畸变抑制格栅片7顺时针或者逆时针同向分别旋转θ/3角度和2θ/3，旋转后整体正视图如图7所示。

本发明通过转动第二和第三畸变抑制格栅片实现冲压发动机大攻角和大侧滑角飞行姿态下畸变有效抑制，同时当冲压发动机以正常飞行姿态工作时回调第二和第三畸变抑制格栅片增加畸变抑制格栅整体稀疏程度以减小内部气动阻力。

Claims (1)

1.冲压发动机周向进气畸变抑制格栅，其特征在于设有三个依次串联套接层叠在一起的第一畸变抑制格栅片、第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片，三个畸变抑制格栅片均由分布规律一致的同心圆环和径向条幅组成，第一畸变抑制格栅片相对于冲压发动机位置固定不动，第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片沿着与第一畸变抑制格栅片同心的轴顺时针或逆时针转动，所述第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片由套筒轴与第一畸变抑制格栅片连接并与第一畸变抑制格栅片作为整体安装于冲压发动机燃烧室圆形截面入口，第二畸变抑制格栅片和第三畸变抑制格栅片由独立的伺服转动电机分别控制转动。