CN104863715B - 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 - 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，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部分转动的部分可调顶板，根据飞行器的飞行条件调节部分可调顶板位置，部分可调顶板小角度旋转形成前后两处泄流窗，前缘设计在进口截面附近，后缘设计在部分可调顶板与喉道连接处。利用简单的转动，排掉部分前体发展来的附面层或不起动形成的大分离包，通过喉道的泄流提高进气道的起动能力。加速起动过程中进气道只需经过两次转动调节可显著改善进气道的起动性能。小角度转动变几何过程更易实现，再起动控制时效性更强，对进气道流动的控制更全面，综合改善进气道气动性能。

Description

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

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VanWie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，而且有些调节机构过于复杂，可行性差，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，低马赫数下前体发展了较厚的边界层，更制约了进气道的起动性能。三种方案分别采用了前/后掠侧板及泄流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。

目前，国内外已提出的变几何进气道方案，如唇罩平移和转动，进气道喉道放大均能改善进气道的起动性能，其基本原理在于改变进气道的内收缩比。高性能的进气道为了在设计点获得较好的压缩性，进气道具有较大的内收缩比，此时若通过改变内收缩比实现进气道的再起动，几何机构就需要有较大的位置变化。对于进入不起动状态的高超声速飞行器，快速地实现再起动刻不容缓，因此要求变几何机构要结构简单且能快速响应。已有的变几何方案虽然能够改善进气道的起动性能，但在再起动时存在时效性方面的限制。

因此，本发明的目的是提出一套更为简单的机构能够提高进气道的起动性能，并在更短的时间解决进气道的再起动问题，同时又可以改善流动品质，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部分转动的部分可调顶板，根据飞行器的飞行条件调节顶板位置，顶板小角度旋转形成前后两处泄流窗口，前缘设计在进口截面附近，后缘设计在顶板与喉道连接处。利用简单的转动，来排掉部分前体发展来的附面层或不起动形成的大分离包，通过喉道的泄流提高进气道的起动能力。加速起动过程中进气道只需经过两次转动调节即可显著改善进气道的起动性能。小角度转动的变几何过程更易实现，再起动控制时效性更强，对进气道的流动的控制更全面，从而综合改善进气道的气动性能。

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、末级顶板和作动机构，所述末级顶板上包括部分可调顶板，所述部分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，所述部分可调顶板通过作动机构绕转轴小角度转动，所述矩形唇罩进口截面与末级顶板的交线位置为部分可调顶板的转动前缘，所述部分可调顶板前缘形成前缘泄流窗，后缘形成喉道泄流窗，所述高超声速飞行器机体内部形成有将喉道泄流窗和前缘泄流窗连通的泄流通道。

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：根据部分可调顶板末级连接喉道的具体情况选取部分可调顶板可转动部分，转动前缘取矩形唇罩进口截面与末级顶板的交线位置，转动后缘取部分可调顶板与喉道相接处；

第二步：根据进气道的具体情况及飞行条件确定部分可调顶板前缘抬高高度H₁与部分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}={\[\frac{(\mathrm{\γ}+1){\mathrm{Ma}}_0^2}{(\mathrm{\γ}-1){\mathrm{Ma}}_2^2+2}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}{\[\frac{\mathrm{\γ}+1}{2{\mathrm{\γMa}}_0^2-(\mathrm{\γ}-1)}\]}^{\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(\mathrm{\γ}-1)}}$

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为对称面部分可调顶板前缘点转动前后的位置，A₂、B₂为对称面部分可调顶板后缘点转动前后的位置，A₁A₂为对称面的部分可调顶板型线，B₁B₂为转动后对称面的部分可调顶板型线，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，同时泄流量较低,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，此时部分可调顶板不需转动，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：高超声速飞行器继续加速到进气道设计工作状态时，前体激波交于矩形唇罩前缘位置，调节部分可调顶板转回原位置，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及后倾激波，进气道性能参数急剧下降，当因大分离包的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制部分可调顶板迅速转动，吸出大分离包，使进气道再起动，其中吸出的气流通过泄流通道流出，待监测系统监测到进气道再起动后控制部分可调顶板转回原位置。

本发明具有如下有益效果：变几何调节后降低了高超声速进气道的起动马赫数，改善了进气道低马赫数的起动性能，拓宽了进气道的工作范围和飞行器的飞行包线；进气道进入反压等引起的不起动时，扰动条件消除后由于迟滞效应，进气道不能恢复到起动状态，变几何调节可消除不起动时入口的大分离包，分离包消除后可实现再起动，且相对与已有的变几何调节具有机构更简单、相应速度更快，效率更高的特点。

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部分可调顶板转动状态的示意图。

图3为图1所示矩形进口二元高超声速变几何进气道中部分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由于出口压力脉动等原因进入不起动状态时的示意图(包含前体激波和入口大分离包及后倾激波)。

图5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6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-部分可调顶板；4-矩形唇罩；5-轴o；6-后缘转动圆；7-后倾激波；8-大分离包；9-泄流通道。

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、末级顶板和作动机构，末级顶板上包括部分可调顶板3，其中作动机构可选作动筒或齿轮轴转动。其中高超声速飞行机体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。部分可调顶板3为一块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。部分可调顶板3通过作动机构绕转轴下小角度转动，因为转轴在可调顶板3内部，不影响部分可调顶板3流道型面。

如图2至图4所示，部分可调顶板3由作动机构控制转动，部分可调顶板3绕轴o顺时针转动，部分可调顶板3转动角θ₁增大。部分可调顶板3后缘在后缘转动圆6上由A₂转到B₂，形成喉道泄流窗，同时部分可调顶板3前缘由A₁转到B₁，形成前缘泄流窗。(转动后形成的A₁B₁间隙即为前缘泄流窗，A₂B₂为后缘泄流窗，部分可调顶板后缘位置即为喉道，喉道是进气道内通道的最小截面位置，喉道后的等直段为隔离段。)其中作动机构的作动规律由飞行器控制系统或推进系统控制器控制。

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。低马赫数时前体发展来的附面层更厚，通过转动形成的前缘溢流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内流道的矩形唇罩反射激波与附面层干扰，抑制了流动分离的形成，预防“软”不起动现象。

当进气道进入不起动状态时，进气道流场的明显特征为矩形唇罩入口处出现大范围气流大分离包8，大分离包8使进气道堵塞导致大量气流流向进气道外侧，流入进气道内通道的流量较小，流量系数大幅下降。为了使进气道再起动，转动部分可调顶板3，增大部分可调顶板角θ₁，形成的前缘溢流窗可以排除进气道入口前产生的大分离包8内的低能流，直至消失，进气道由不起动状态进入起动状态。

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。喉道泄流窗的泄流提高了内通道的流量通过能力。在前缘泄流窗和喉道泄流窗的综合作用下，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大分离包，大分离包的中心一般位于内压段进口处。大分离包前缘形成的后倾激波，使波后压力突升，大分离包中心前压力几乎不变，但在中心处会有所下降，而后继续升高。大分离包造成的气流偏转使得进气道捕获的流量严重下降。为了使进气道再起动，此时转动部分可调顶板，前缘窗口可抽吸掉分离区的气流，可使进气道由不起动状态进入起动状态；当进气道进入起动状态并正常工作时，控制部分可调顶板转回原位，恢复设计状态下的工作性能。

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设计方法，包括如下步骤：

第一步：根据部分可调顶板末级连接喉道的具体情况选取部分可调顶板可转动部分，转动前缘取矩形唇罩进口截面与末级顶板的交线位置，转动后缘取部分可调顶板与喉道相接处；

第二步：根据进气道的具体情况及飞行条件确定部分可调顶板前缘抬高高度H₁与部分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}={\[\frac{(\mathrm{\γ}+1){\mathrm{Ma}}_0^2}{(\mathrm{\γ}-1){\mathrm{Ma}}_2^2+2}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}{\[\frac{\mathrm{\γ}+1}{2{\mathrm{\γMa}}_0^2-(\mathrm{\γ}-1)}\]}^{\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(\mathrm{\γ}-1)}}$

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为对称面部分可调顶板前缘点转动前后的位置，A₂、B₂为对称面部分可调顶板后缘点转动前后的位置，A₁A₂为对称面的部分可调顶板型线，B₁B₂为转动后对称面的部分可调顶板型线，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，同时泄流量较低,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。

请参照图6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，此时部分可调顶板不需转动，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：高超声速飞行器继续加速到进气道设计工作状态时，前体激波2交于矩形唇罩4前缘位置，调节部分可调顶板转回原位置，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8及后倾激波7，进气道性能参数急剧下降，当因大分离包8的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制部分可调顶板迅速转动，如图4，吸出大分离包8，使进气道再起动，其中吸出的气流通过泄流通道9流出，待监测系统监测到进气道再起动后控制部分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)、末级顶板和作动机构，所述末级顶板上包括部分可调顶板(3)，所述部分可调顶板(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，所述部分可调顶板(3)通过作动机构绕转轴小角度转动，所述矩形唇罩(4)进口截面与末级顶板的交线位置为部分可调顶板(3)的转动前缘，所述部分可调顶板(3)前缘形成前缘泄流窗，后缘形成喉道泄流窗，所述高超声速飞行器机体(1)内部形成有将喉道泄流窗和前缘泄流窗连通的泄流通道(9)。

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：根据部分可调顶板末级连接喉道的具体情况选取部分可调顶板可转动部分，转动前缘取矩形唇罩进口截面与末级顶板的交线位置，转动后缘取部分可调顶板与喉道相接处；

第二步：根据进气道的具体情况及飞行条件确定部分可调顶板前缘抬高高度H₁与部分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}={\[\frac{(\mathrm{\γ}+1){\mathrm{Ma}}_0^2}{(\mathrm{\γ}-1){\mathrm{Ma}}_0^2+2}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}}{\mathrm{\γ}-1}}{\[\frac{\mathrm{\γ}+1}{2{\mathrm{\γMa}}_0^2-(\mathrm{\γ}-1)}\]}^{\frac{1}{\mathrm{\γ}-1}}\×\frac{1}{{\mathrm{Ha}}_0}\×{\[\frac{1+\frac{\mathrm{\γ}-1}{2}{\mathrm{Ma}}_0^2}{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2}}\]}^{\frac{\mathrm{\γ}+1}{2(\mathrm{\γ}-1)}}$

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为对称面部分可调顶板前缘点转动前后的位置，A₂、B₂为对称面部分可调顶板后缘点转动前后的位置，A₁A₂为对称面的部分可调顶板型线，B₁B₂为转动后对称面的部分可调顶板型线，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，同时泄流量较低,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，此时部分可调顶板不需转动，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：高超声速飞行器继续加速到进气道设计工作状态时，前体激波(2)交于矩形唇罩(4)前缘位置，调节部分可调顶板转回原位置，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(8)及后倾激波(7)，进气道性能参数急剧下降，当因大分离包(8)的自持特性，无法恢复到起动状态时，控制部分可调顶板迅速转动，吸出大分离包(8)，使进气道再起动，其中吸出的气流通过泄流通道(9)流出，待监测系统监测到进气道再起动后控制部分可调顶板转回原位置。