CN104806357B - 矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法，在传统矩形截面高超声速进气道结构基础上设计并安装可转动的可调顶板，根据飞行器飞行条件调节可调顶板角度位置。可调顶板小角度旋转形成前后两处抽吸窗口，前缘设计在末级顶板前缘处，后缘设计在可调顶板与喉道连接处。在加速过程的低马赫数时利用简单的转动，抽掉前体发展来的附面层，转动同时减小末级楔角角度，减弱激波的同时提高流量捕获，且内收缩段进口马赫数相对增大，有利于提高进气道的起动性能。通过喉道抽吸提高进气道内压段起动性能。小角度转动的变几何过程更易实现，提高了低马赫数条件下的起动性能，对流动的控制更全面，综合改善了进气道的气动性能。

Description

矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法

技术领域：

本发明涉及一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法，其属于航空航天飞行器气动设计领域。

背景技术：

对于采用超燃冲压发动机推进系统的吸气式高超声速飞行器而言，进气道处于起动状态对于飞行器至关重要。国外已有的飞行试验，如X-43A和X-51A的飞行试验均曾因进气道不起动而导致实验未能成功，进气道的起动性能在很大程度上决定了飞行器的整体性能。特别地，对于宽马赫数范围工作的高超声速飞行器，当处于非设计工作状态时，进气道能正常起动并且有较小的阻力及流动损失，并为发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量是评价进气道综合气动性能的重要标准。

进气道的起动从性能上定义为“进气道的内流场的流动不影响进气道的流量捕获能力”。不起动流场的显著特征为进气道入口存在大分离包，分离包前形成后倾激波，使得进气道的流量系数和总压恢复系数降低，压比升高。美国高超声速进气道专家Van Wie将不起动分为“硬”不起动和“软”不起动。“硬”不起动主要受限于进气道几何构型的内收缩比，设计马赫数状态下可以设计较小的内收缩比提高进气道的起动能力，但在低马赫数下的非设计点时若进气道几何构型不变，进气道将可能进入不起动状态。“软”不起动主要由唇罩反射激波与附面层干扰引起的大分离所致。大分离包形成的气动边界改变了真实流道的喉道大小，降低了进气道的起动性能，进气道进入不起动状态。现有的改善起动方法大多只对“硬”不起动和“软”不起动的一个方面进行改善，且有些调节机构过于复杂，可行性较差，未见既能做到同时抑制两种不起动状态，且机构简单的设计方案。

进气道变几何技术是一种有效提高进气道起动性能的方法，即指利用机械装置等方式控制进气道在不同飞行条件下的工作状态。对于高超声速飞行器而言，变几何装置的复杂程度和控制效率将极大地影响飞行器的工作效率。

二元高超进气道因其结构简单，易于调节，便于与前体进行一体化设计等优点备受关注。美国的X-43A，X-51A以及澳大利亚的Hyshot高超声速飞行试验均采用了此构型的进气道。但此时的二元构型由于一体化设计，低马赫数下前体会发展较厚的边界层，制约了进气道的起动性能。三种方案分别采用了前/后掠侧板及抽吸来提高进气道的起动性能，但相应的牺牲了对流量的捕获能力。

高超声速进气道设计，为减少激波损失，通常采用多波系设计，这样便增加了前体长度，同时对于大内收缩比的进气道，还需要考虑内外压比的分配问题，普遍的做法是总压比不变的前提下，采用较大的外压比，尽量减小内压比从而提高进气道的起动能力。但此时的进气道在低于设计马赫数下工作时，由于外压比较大，总偏转角大，会造成较大的溢流损失，同时激波损失也比较大。

因此，本发明的目的是提出一套更为简单的机构能够在低马赫数时降低损失兼顾提高流量捕获，同时提高进气道的起动能力，从而提高进气道的综合气动性能。

发明内容：

本发明的目的是提供一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法，其应用于吸气式高超声速飞行器推进系统。在传统矩形截面高超声速进气道结构基础上设计并安装可转动的可调顶板，根据飞行器的飞行条件调节可调顶板角度位置。可调顶板小角度旋转形成前后两处抽吸窗口，前缘设计在可调顶板前缘处，后缘设计在可调顶板与喉道连接处。在加速过程的低马赫数时利用简单的转动，来抽掉前体发展来的附面层，转动同时减小了第三级楔角角度，减弱了激波的同时提高了流量捕获，且内收缩段进口马赫数相对增大，有利于提高起动性能。通过喉道的抽吸提高了进气道内压段的起动性能。小角度转动的变几何过程更易实现，且提高了低马赫数条件下的性能参数，对流动的控制更全面，从而综合改善了进气道的起动性能。

本发明采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其包括高超声速飞行器机体，矩形唇罩，可调顶板和作动机构，所述可调顶板为一块设有内部转轴的实体曲面板或直板，转轴与高超声速飞行器机体连接，所述可调顶板通过作动机构绕转轴小角度转动，所述可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，所述可调顶板前缘形成前缘抽吸窗，后缘形成喉道抽吸窗，所述高超声速飞行器机体内部形成有将喉道抽吸窗和前缘抽吸窗连通的抽吸通道。

本发明还采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的设计方法，其包括如下步骤：

第一步：根据多波系进气道的具体情况，可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，转动后缘取可调顶板与喉道相接处；

第二步：根据进气道的具体情况及工作条件确定可调顶板前缘抬高高度H₁与可调顶板后缘下降高度H₂的几何尺寸，其中H₁取来流附面层厚度的量级，H₂由Kantrowitz自起动边界收缩比估算出的折合喉道高度确定

Kantrowitz公式为

${\left(\frac{A_0}{A_4}\right)}_{Kantrowitz}={\[\frac{\left(\mathrm{\γ}+1\right){\mathrm{Ma}}_0^2}{\left(\mathrm{\γ}-1\right){\mathrm{Ma}}_0^2+2}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}{\[\frac{\mathrm{\γ}+1}{2{\mathrm{\γMa}}_0^2-\left(\mathrm{\γ}-1\right)}\]}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}}\×\frac{1}{{\mathrm{Ma}}_0}\×{\[\frac{1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\mathrm{Ma}}_0^2}{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2\left(\mathrm{\γ}-1\right)}}$

γ为比热比，对于空气而言，γ＝1.4。A₀为远场进口面积，Ma₀是远场来流马赫数，A₄为喉道面积。调整H₂改变的是A₄面积大小，实际设计时，由这个公式确定出H₂；

第三步：由简单的几何相似关系获得转动轴的位置o和转动角θ。A₁、B₁为对称面可调顶板前缘点转动前后的位置，A₂、B₂为对称面可调顶板后缘点转动前后的位置。A₁A₂为对称面的可调顶板型线，B₁B₂为转动后对称面的可调顶板型线，转动中心即是转动前后两条型线的交点o。转动小角度时，弧长A₁B₁近似等于线段A₁B₁长，等于H₁长。同理弧长A₂B₂近似等于线段A₂B₂长，等于H₂。小角度时转动角θ近似满足sinθ＝H₁/A₁o＝H₂/A₂o，式中A₁o、A₂o为A₁和A₂两点的转动半径大小；

第四步：通过数值模拟或风洞试验验证变几何后的进气道能否在低于原进气道设计最低工作马赫数下起动，同时抽吸流量较低,不超过捕获流量的5％，如果能，设计完成；如果不能，重新选择H₁、H₂，重复上述设计步骤。

本发明又采用如下技术方案：一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的工作方法，其包括如下步骤：

第一步：高超声速飞行器在其他辅助推进系统下完成低马赫数加速过程，此时可调顶板不需转动，θ₁＝0；

第二步：当飞行速度加速到进气道数值仿真或实验得到的预估自起动马赫数附近时，飞行控制系统发出指令，调节顶板转至确定的θ角度位置；

第三步：高超声速飞行器继续加速，当飞行控制系统检测进气道是否进入起动状态，且冲压发动机正常工作；

第四步：进气道起动并逐渐加速到设计工作状态时，可调顶板转回原位置，前体激波交于矩形唇罩前缘，以提高进气道起动后的工作性能；

第五步：当高超声速飞行器进气道因燃烧室反压脉动进入不起动状态时，进口处出现大分离包，因大分离包的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制可调顶板迅速转动，使末级压缩角减小为0，增加内压段进口马赫数的同时使内压段的处于起动能力最强的状态，待大分离包吞入，进气道实现再起动后控制可调顶板转回原位置。

本发明具有如下有益效果：对于高性能大收缩比设计的高超声速进气道，通过本发明的方法，可以以较小的流量损失，有效改善进气道低马赫数下的起动性能，同时可以降低流动损失并可提高流量捕获能力，进而拓宽进气道工作范围，使飞行器具有更宽广的飞行包线。对于进入不起动状态的进气道，本发明可以改变进气道的外压段波系结构，提高了进口马赫数，同时减小了内收缩比和流动损失，使进气道更易实现再起动。且本发明结构简单，可行性强。

附图说明：

图1为本发明矩形进口二元高超声速变几何进气道的主视图(包含前体激波)。

图2为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道中可调顶板的示意图。

图3为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道中可调顶板工作状态的示意图(包含前体激波)。

图4为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道的设计方法流程图。

图5为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道的工作方法流程图。

其中：

1-高超声速飞行器机体；2-前体激波；3-可调顶板；4-矩形唇罩；5-轴o；6-后缘转动圆；7-抽吸通道。

具体实施方式：

为了使本发明目的、技术方案及技术特点更清楚明白，以下将结合附图和实施实例进一步详细说明。如下所述的实施实例仅用于解释本发明，并不限定本发明。

如图1所示，本发明矩形进口二元高超声速变几何进气道包括：高超声速飞行器机体1，矩形唇罩4，可调顶板3和作动机构，作动机构可选作动筒或齿轮轴转动。其中高超声速飞行器机体1中的高超声速飞行前体可以是传统高超声速进气道中的二元楔面压缩前体、三维曲面压缩前体和乘波前体等类别中的任意一种。可调顶板3为一块设有内部转轴的实体曲面板或直板，通过转轴与高超声速飞行器机体1连接，可调顶板3通过作动机构绕转轴小角度转动，因为转轴在可调顶板3内部，不影响可调顶板3流道型面。作动机构的作动指令由飞行器控制系统或推进系统控制器控制。

本发明进气道是基于常规矩形进口二元高超声速进气道设计的，常规矩形进口二元高超声速进气道包括高超声速飞行器机体1和矩形唇罩4。本发明进气道在设计状态下与常规矩形进口二元高超声速进气道的气动性能一致，非设计状态下可以以较小的流量损失(5％以内)代价获得了优于原固定几何进气道的气动及起动性能。

如图2和图3所示，可调顶板3在作动机构控制下绕轴o5转动，可调顶板3转动角θ1增大，形成前缘抽吸窗和后缘抽吸窗，抽吸通过抽吸通道7流出。

本发明利用简单的转动调节，提高低马赫数下进气道的起动性能，有效改善进气道的“硬”不起动和“软”不起动。通过转动形成的前缘抽吸窗可以吸除前体发展而来的厚附面层低能流，减弱了唇口反射激波与附面层的干扰现象，不易发生流动分离，可抑制“软”不起动发生；同时减小的末级楔角减弱了末级激波损失，增大了流量捕获和进口马赫数。通过转动可调顶板与吼道形成的后缘抽吸窗可以增大“喉道”可通过性，对于受喉道通过能力限制产生的“硬”不起动现象，放大的“喉道”可通过更多的流量，使进气道更易起动。

更进一步地，加速起动过程时，低马赫数条件下高超声速飞行器前体发展了更厚的附面层，通过前缘抽吸窗可使进气道吸入更少的附面层低能流甚至不吸入附面层气流，提高进气道的气动性能的同时改善了附面层对内流道实际的流通面积的影响。吸除附面层可以减弱甚至消除激波附面层干扰，抑制了流动分离的形成。同时旋转的末级压缩角度减小，弱化了末级激波损失同时增大了流量捕获和进口马赫数。

不起动现象的本质是可捕获的流量超过了喉道的最大可通过流量，即产生了流量壅塞。后缘抽吸窗的抽吸提高了内通道的流量通过能力。因此，在前缘抽吸窗和后缘溢流窗的综合作用下，可显著提高进气道的起动性能。

当进气道已处于起动状态，由于燃烧室反压脉动导致进气道进入不起动状态时，进气道不起动流场的明显特征为矩形唇罩入口处附近出现大范围气流分离包。为了使进气道再起动，控制可调顶板迅速转动，使末级压缩角减小为0度，增加内压段进口马赫数的同时使内压段的处于起动能力最强的状态，使分离包吞入，进气道再起动；当进气道正常工作时，控制可调顶板转回原位，恢复设计状态下的工作性能。

请参照图4所示，本发明矩形进口二元高超声速变几何进气道的设计方法，包括如下步骤：

第一步：根据多波系进气道的具体情况，可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，转动后缘取可调顶板与喉道相接处；

第二步：根据进气道的具体情况及工作条件确定可调顶板前缘抬高高度H₁与可调顶板后缘下降高度H₂的几何尺寸，其中H₁取来流附面层厚度的量级，H₂由Kantrowitz自起动边界收缩比估算出的折合喉道高度确定；

Kantrowitz公式为

${\left(\frac{A_0}{A_4}\right)}_{Kantrowitz}={\[\frac{\left(\mathrm{\γ}+1\right){\mathrm{Ma}}_0^2}{\left(\mathrm{\γ}-1\right){\mathrm{Ma}}_0^2+2}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}{\[\frac{\mathrm{\γ}+1}{2{\mathrm{\γMa}}_0^2-\left(\mathrm{\γ}-1\right)}\]}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}}\×\frac{1}{{\mathrm{Ma}}_0}\×{\[\frac{1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\mathrm{Ma}}_0^2}{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2\left(\mathrm{\γ}-1\right)}}$

γ为比热比，对于空气而言，γ＝1.4。A₀为远场进口面积，Ma₀是远场来流马赫数，A₄为喉道面积。调整H₂改变的是A₄面积大小，实际设计时，由这个公式确定出H₂；

第三步：由简单的几何相似关系获得转动轴的位置o和转动角θ。A₁、B₁为对称面可调顶板前缘点转动前后的位置，A₂、B₂为对称面可调顶板后缘点转动前后的位置。A₁A₂为对称面的可调顶板型线，B₁B₂为转动后对称面的可调顶板型线，转动中心即是转动前后两条型线的交点o。转动小角度时，弧长A₁B₁近似等于线段A₁B₁长，等于H₁长。同理弧长A₂B₂近似等于线段A₂B₂长，等于H₂。小角度时转动角θ近似满足sinθ＝H₁/A₁o＝H₂/A₂o，式中A₁o、A₂o为A₁和A₂两点的转动半径大小；

第四步：通过数值模拟或风洞试验验证变几何后的进气道能否在低于原进气道设计最低工作马赫数下起动，同时抽吸流量较低,不超过捕获流量的5％，如果能，设计完成；如果不能，重新选择H₁、H₂，重复上述设计步骤。

如图5所示，本发明矩形进口二元高超声速变几何进气道的工作方法，包括如下步骤：

第一步：高超声速飞行器在其他辅助推进系统下完成低马赫数加速过程，此时可调顶板不需转动，θ₁＝0；

第二步：当飞行速度加速到进气道数值仿真或实验得到的预估自起动马赫数附近时，飞行控制系统发出指令，调节顶板转至确定的θ角度位置；

第三步：高超声速飞行器继续加速，当飞行控制系统检测进气道是否进入起动状态，且冲压发动机正常工作；

第四步：进气道起动并逐渐加速到设计工作状态时，可调顶板转回原位置，恢复到图1位置，前体激波2交于矩形唇罩4前缘，以提高进气道起动后的工作性能；

第五步：当高超声速飞行器进气道因燃烧室反压脉动进入不起动状态时，进口处出现大分离包，因大分离包的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制可调顶板迅速转动，使末级压缩角减小为0，增加内压段进口马赫数的同时使内压段的处于起动能力最强的状态，待大分离包吞入，进气道实现再起动后控制可调顶板转回原位置。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (3)

1.一种矩形进口二元高超声速变几何进气道，其特征在于：包括高超声速飞行器机体(1)，矩形唇罩(4)，可调顶板(3)和作动机构，所述可调顶板(3)为一块设有内部转轴的实体曲面板或直板，转轴与高超声速飞行器机体(1)连接，所述可调顶板(3)通过作动机构绕转轴小角度转动，所述可调顶板(3)前缘为可调顶板(3)的转动前缘，所述可调顶板(3)前缘形成前缘抽吸窗，后缘形成喉道抽吸窗，所述高超声速飞行器机体(1)内部形成有将喉道抽吸窗和前缘抽吸窗连通的抽吸通道(7)。

2.一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于：包括如下步骤

第一步：根据多波系进气道的具体情况，可调顶板前缘为可调顶板的转动前缘，转动后缘取可调顶板与喉道相接处；

第二步：根据进气道的具体情况及工作条件确定可调顶板前缘抬高高度H₁与可调顶板后缘下降高度H₂的几何尺寸，其中H₁取来流附面层厚度的量级，H₂由Kantrowitz自起动边界收缩比估算出的折合喉道高度确定

Kantrowitz公式为

${\left(\frac{A_0}{A_4}\right)}_{Kantrowitz}={\[\frac{\left(\mathrm{\γ}+1\right){\mathrm{Ma}}_0^2}{\left(\mathrm{\γ}-1\right){\mathrm{Ma}}_0^2+2}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}{\[\frac{\mathrm{\γ}+1}{2{\mathrm{\γMa}}_0^2-\left(\mathrm{\γ}-1\right)}\]}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}}\×\frac{1}{{\mathrm{Ma}}_0}\×{\[\frac{1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\mathrm{Ma}}_0^2}{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2\left(\mathrm{\γ}-1\right)}}$

γ为比热比，对于空气而言，γ＝1.4，A₀为远场进口面积，Ma₀是远场来流马赫数，A₄为喉道面积，调整H₂改变的是A₄面积大小，实际设计时，由这个公式确定出H₂；

第三步：由简单的几何相似关系获得转动轴的位置o和转动角θ，A₁、B₁为对称面可调顶板前缘点转动前后的位置，A₂、B₂为对称面可调顶板后缘点转动前后的位置，A₁A₂为对称面的可调顶板型线，B₁B₂为转动后对称面的可调顶板型线，转动中心即是转动前后两条型线的交点o，转动小角度时，弧长A₁B₁近似等于线段A₁B₁长，等于H₁长，同理弧长A₂B₂近似等于线段A₂B₂长，等于H₂，小角度时转动角θ近似满足sinθ＝H₁/A₁o＝H₂/A₂o，式中A₁o、A₂o为A₁和A₂两点的转动半径大小；

第四步：通过数值模拟或风洞试验验证变几何后的进气道能否在低于原进气道设计最低工作马赫数下起动，同时抽吸流量较低,不超过捕获流量的5％，如果能，设计完成；如果不能，重新选择H₁、H₂，重复上述设计步骤。

3.一种矩形进口二元高超声速变几何进气道的工作方法，其特征在于：包括如下步骤

第一步：高超声速飞行器在其他辅助推进系统下完成低马赫数加速过程，此时可调顶板不需转动，θ₁＝0；

第二步：当飞行速度加速到进气道数值仿真或实验得到的预估自起动马赫数附近时，飞行控制系统发出指令，调节顶板转至确定的θ角度位置；

第三步：高超声速飞行器继续加速，当飞行控制系统检测进气道是否进入起动状态，且冲压发动机正常工作；

第四步：进气道起动并逐渐加速到设计工作状态时，可调顶板转回原位置，前体激波(2)交于矩形唇罩(4)前缘，以提高进气道起动后的工作性能；

第五步：当高超声速飞行器进气道因燃烧室反压脉动进入不起动状态时，进口处出现大分离包，因大分离包的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制可调顶板迅速转动，使末级压缩角减小为0，增加内压段进口马赫数的同时使内压段的处于起动能力最强的状态，待大分离包吞入，进气道实现再起动后控制可调顶板转回原位置。