CN106837550A - 高超声速三通道进气道的设计方法 - Google Patents

Abstract

高超声速三通道进气道的设计方法，涉及航空器的高超声速进气道。设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道；设计分流板，因为进入涡轮通道和引射火箭通道的气流都通过分流板的转动进行调配，所以分流板应按对应于火箭通道和对应于涡轮、火箭通道这两个部分进行设计；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段；设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段。对现有的内并联式双通道涡轮基组合循环动力进气道的设计方法进行改进，提出一种三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道设计方法。

Description

高超声速三通道进气道的设计方法

技术领域

本发明涉及航空器的高超声速进气道，尤其是涉及高超声速三通道进气道的设计方法。

背景技术

在国际竞争日趋激烈的今天，航空器也将迎来由亚声速、跨声速、超声速发展到高超声速的技术革命，鉴于高超声速飞行器在国防安全及低成本进入太空等方面的应用价值，世界各大航空航天强国都在大力推行高超声速飞行器的研制计划，而对于目前处在世界第二大经济体的我国来说，在高超声速飞行器的研究上取得进展也将成为令我国在大国博弈中占据优势的重要一步。在目前单一模式的发动机无法满足高超声速飞行器大跨度飞行马赫数范围的条件下，出现了基于涡轮和火箭的两种组合循环动力装置，而基于涡轮的组合动力装置(TBCC)由于其可重复使用、发射与着陆点灵活、飞行成本低等特点具有很大的发展潜力([1]王占学,刘增文,王鸣.涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景[J].航空发动机,2013,39(3):12-17)。

进气道需要为发动机提供符合要求进气量的高压低速均匀来流，是高超声速飞行器推进系统中的重要部件，早期一种典型的TBCC推进系统采用内并联双通道进气道使气流进入进气道后通过喉道分别流入涡轮通道和冲压通道，并通过控制分流板的位置实现由涡轮模态向冲压模态的转换。然而这种方案在冲压发动机启动马赫数较高的前提下对涡轮发动机的工作范围提出了很高的要求，而现有涡轮发动机的设计工作马赫数范围并不能完全覆盖超燃冲压发动机的启动马赫数，所以在分流板的位置由双通道全开调节至关闭涡轮通道即模态转换的过程中，会由于涡轮发动机性能下降而出现推力不足的情况([2]AdamSiebenhaar,Thomas J.Bogar,Integration and Vehicle Performance Assessment ofThe Aerojet“TriJet”Combined-Cycle Engine,16th AIAA International Space Planesand Hypersonic Systems and Technologies Conference,2009)，这将导致推进系统在此过程中的加速性能受影响而无法顺利完成模态转换。

为弥补模态转换过程中推力不足的缺陷，考虑在原有内并联双通道进气道的基础上，在低速涡轮通道和高速冲压通道之间增加引射火箭通道，同样通过可调分流板来实现模态转换，这种进气道对应的组合式发动机称为三通道组合循环发动机(TriJet)，其包含三种推进系统，即在涡轮和超燃冲压基础上，以引射火箭来代替模态转换过程中涡轮发动机的作用，提供更大的推力，确保发动机转级阶段的正常运行。但由于TriJet进气道较TBCC发动机进气道还要多出一个火箭通道，可用空间相当有限，结构布局及不同模态之间转换的控制难度很大，故对三通道进气道的研究对高超声速飞行器的发展具有深远而重要的意义。

发明内容

本发明的目的旨在提供可提高模态转换过程中发动机推力性能的高超声速三通道进气道的设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道；

在步骤1)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道的具体方法可为：

(1)设计三维方转椭圆进气道的压缩型面：以冲压通道设计马赫数作为来流马赫数，根据要求的来流马赫数、喉道马赫数及初始楔角，得到ICFD流场中的一条壁面型线；再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场，得到内乘波式进气道的入射激波和基本流场的反射激波，然后根据设计的进气道初始类矩形出口截面，在得到的基本流场中运用逆向流线追踪得出的流线形成进出口截面均为类矩形的进气道压缩型面，最后按照进出口截面投影图上进气道前缘至设计椭圆出口截面的流线与进气道前缘至初始类矩形出口截面的流线投影长度之比，将基本流场内对应的流线放大，得到出口截面为椭圆的三维方转椭圆进气道压缩型面；

(2)设计冲压通道的隔离段：冲压通道隔离段按等截面设计，将步骤(1)得出的压缩型面的肩部型线向后等直拉伸得到冲压通道隔离段，后根据要求的冲压通道出口截面面积与生成的隔离段出口截面面积的比值对型面进行整体缩放。

2)设计分流板，因为进入涡轮通道和引射火箭通道的气流都通过分流板的转动进行调配，所以分流板应按对应于火箭通道和对应于涡轮、火箭通道这两个部分进行设计；

在步骤2)中，所述设计分流板的具体方法可为：

(1)设计分流板位置：考虑分流板位于中间位置时，即只有火箭通道和冲压通道共同工作的情况，为保证火箭通道整体型面的光顺，可将给定位置的火箭通道出口的下壁面向前拉伸与进气道压缩型面相交，获得分流板末端边线；为提高引射火箭和冲压通道共同工作时进气道的启动性能，分流板前缘的转轴位置应尽量贴近唇罩点在压缩型面上对应的位置以提供较小的内收缩比，可在上述位置附近取一点作为分流板转轴的端点，再按照以下步骤(2)确定旋转角度后作出分流板位于中间位置时的型面并测定内收缩比，调整至满足启动要求；

(2)设计分流板旋转角度：根据涡轮通道出口和火箭通道出口的面积和扩张比要求，分别获得涡轮通道扩张段进口和火箭通道扩张段进口的面积，再测量分流板末端边线的长度，分别计算得到分流板位于中间位置与初始位置时末端点间的距离，及位于极限位置与中间位置时末端点间的距离，由此得到分流板绕转轴由初始位置到中间位置的旋转角度，及由中间位置到极限位置的旋转角度；

(3)设计分流板旋转方式：为保证进气道模态转换时，气流能够均匀稳定的流向涡轮通道、火箭通道和冲压通道，分流板的运动方式采用匀速转动；

3)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段；

在步骤3)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段的具体方法可为：

为保证整个涡轮通道型面的光滑过渡，根据设计的扩张段进口与给定位置的扩张段出口的尺寸与水平、垂直方向的投影距离，以两端分别与进出口相切设置端点处斜率，使用三次多项式生成连接扩张段进出口的型线，后使用面积均匀过渡的方式生成涡轮通道扩张段型面。

4)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段。

在步骤4)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段的具体方法可为：

由于分流板末端边线直接由火箭通道出口下壁面拉伸后与进气道压缩型面相交得到，因此火箭通道扩张段能基本保持平直过渡，可直接利用扩张段进口和通道出口的边线用面积均匀过渡的方式生成火箭通道扩张段型面。

本发明对现有的内并联式双通道涡轮基组合循环动力进气道的设计方法进行改进，提出一种三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道设计方法。

本发明的技术方案是：三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道设计，其结构包括三维方转椭圆进气道的压缩型面、高速冲压通道隔离段、引射火箭通道扩张段、低速涡轮通道扩张段和分流板。其中三维方转椭圆进气道的压缩型面采用特征线法和逆向流线追踪方法产生型面，其余部分使用面积均匀过渡的方式生成型面。

本发明具有以下优点：三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道的设计方法，同时兼顾了涡轮、冲压组合动力进气道和引射火箭的优点，仅使用分流板这一种几何变形装置来实现模态之间的转换，涡轮模态下三通道同时打开，转级时分流板缓慢关闭涡轮通道，转由引射火箭提供推力，解决了TBCC发动机模态转换时推力不足的缺陷，至冲压模式关闭火箭通道仅留下冲压通道，由矩形进气道进口过渡的椭圆形冲压通道能得到更好的燃烧室性能。发动机布局采用内并联型可减小迎风面积和外部阻力。

附图说明

图1是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道基本流场示意图。

图2是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道入口截面和初始出口截面二维投影图。

图3是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道冲压通道设计原理图。

图4是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道引射火箭通道设计原理图。

图5是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道涡轮通道设计原理图。

图6是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道半剖结构示意图。

图7是三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道总体结构示意图。

在图1～7中，各标记为：1表示进气道压缩型面前端初始楔角、2表示内收缩基本流场的壁面型线、3表示三维方转椭圆进气道前缘点所在位置、4表示基本流场流线的有效部分、5表示反射激波、6表示三维方转椭圆进气道唇罩点、7表示三维方转椭圆进气道进口入射激波、8表示基本流场回转中心线、9表示流线与反射激波的交点、10表示三维方转椭圆进气道初始类矩形出口截面、11表示三维方转椭圆进气道前缘捕获型线、12表示逆向流线追踪法追踪出的流线、13表示基本流线有效部分离散成的点集、14表示三维方转椭圆进气道设计椭圆出口截面、15表示三维方转椭圆进气道设计锥切面上的流线、16表示三维方转椭圆进气道初始锥切面上的流线、17表示进气道冲压通道、18表示冲压通道隔离段、19表示冲压通道隔离段出口、20表示分流板、21表示设计马赫数自由来流、22表示火箭通道第一道斜激波、23表示火箭通道位于唇罩点的反射激波、24表示分流板初始位置、25表示分流板由初始位置到中间位置的旋转角度、26表示分流板中间位置、27表示引射火箭通道扩张段、28表示引射火箭通道出口、29表示模态转换过程中的自由来流、30表示引射火箭通道、31表示涡轮通道第一道斜激波、32表示涡轮通道位于唇罩点的反射激波、33表示分流板由中间位置到极限位置的旋转角度、34表示分流板极限位置、35表示涡轮通道扩张段、36表示涡轮通道出口、37表示低马赫数自由来流、38表示涡轮通道、39表示进气道压缩型面、40表示进气道肩部型线、41表示分流板末端边线、42表示分流板转轴、43表示分流板转轴端点、44表示涡轮通道扩张段进口、45表示火箭通道扩张段进口、46表示涡轮通道扩张段型线。

具体实施方式

以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

本发明实施例包括以下步骤：

一、设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道17，主要包括：

1、设计三维方转椭圆进气道的压缩型面39。以冲压通道设计马赫数作为来流马赫数，根据要求的来流马赫数、喉道马赫数及初始楔角1，可以得到ICFD流场中的一条壁面型线2，再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场，得到内乘波式进气道的入射激波7和基本流场的反射激波5，然后根据设计的进气道初始类矩形出口截面10，在上述得到的基本流场中运用逆向流线追踪得出的流线12形成进出口截面均为类矩形的进气道压缩型面，最后按照进出口截面投影图上进气道前缘至设计椭圆出口截面的流线15与进气道前缘至初始类矩形出口截面的流线16投影长度之比，将基本流场内对应的流线放大，得到出口截面14为椭圆的三维方转椭圆进气道压缩型面39。

2、设计冲压通道的隔离段18。冲压通道隔离段18按等截面设计，将步骤1得出的压缩型面的肩部型线40向后等直拉伸得到冲压通道隔离段18，后根据要求的冲压通道17出口截面面积与生成的隔离段出口19截面面积的比值对型面进行整体缩放。

二、设计分流板，由于进入涡轮通道38和引射火箭通道30的气流都通过分流板20的转动进行调配，所以分流板应按对应于火箭通道和对应于涡轮、火箭通道这两个部分进行设计，主要步骤为：

1、设计分流板20位置。考虑分流板位于中间位置26时，即只有火箭通道30和冲压通道17共同工作的情况，为保证火箭通道30整体型面的光顺，可将给定位置的火箭通道出口28的下壁面向前拉伸与进气道压缩型面39相交，获得分流板末端边线41；为提高引射火箭30和冲压通道17共同工作时进气道的启动性能，分流板前缘的转轴42位置应尽量贴近唇罩点在压缩型面上对应的位置以提供较小的内收缩比，可在上述位置附近取一点作为分流板转轴的端点43，按照步骤2确定旋转角度后作出分流板位于中间位置26时的型面并测定内收缩比，调整至满足启动要求。

2、设计分流板旋转角度。根据涡轮通道出口36和火箭通道出口28的面积和扩张比要求，可分别获得涡轮通道扩张段进口44和火箭通道扩张段进口45的面积，再测量分流板末端边线41的长度，分别计算得到分流板位于中间位置26与初始位置24时末端点间的距离，及位于极限位置34与中间位置26时末端点间的距离，由此便可得到分流板绕转轴由初始位置到中间位置的旋转角度25，及由中间位置到极限位置的旋转角度33。

3、设计分流板旋转方式。为保证进气道模态转换时，气流能够均匀稳定的流向涡轮通道38、火箭通道30和冲压通道17，分流板20的运动方式采用匀速转动。

三、设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段35。为保证整个涡轮通道38型面的光滑过渡，根据设计的扩张段进口44与给定位置的扩张段出口36的尺寸及水平、垂直方向的投影距离，以两端分别与进出口相切设置端点处斜率，使用三次多项式生成连接扩张段进出口的型线46，后使用面积均匀过渡的方式生成涡轮通道扩张段35型面。

四、设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段27。由于分流板末端边线41直接由火箭通道出口28下壁面拉伸后与进气道压缩型面39相交得到，则火箭通道扩张段27能基本保持平直过渡，可直接利用扩张段进口45和通道出口28的边线用面积均匀过渡的方式生成火箭通道扩张段27型面。

实施例：考虑三维内转式高超声速三通道进气道设计方法，本例采用设计马赫数Ma＝4作为来流马赫数，设计如图7所示的工作马赫数范围为0～4.5，过渡马赫数范围由Ma＝1.8～3的涡轮基组合循环动力进气道，所述进气道由高速冲压通道17、引射火箭通道30、低速涡轮通道38和分流板20构成。经测定，该进气道在设计马赫数条件下能实现三维激波贴口及全流量捕获。

Claims (5)

1.高超声速三通道进气道的设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道；

2)设计分流板，因为进入涡轮通道和引射火箭通道的气流都通过分流板的转动进行调配，所以分流板应按对应于火箭通道和对应于涡轮、火箭通道这两个部分进行设计；

3)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段；

4)设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段。

2.如权利要求1所述高超声速三通道进气道的设计方法，其特征在于在步骤1)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝3～4.5之间的冲压通道的具体方法为：

(1)设计三维方转椭圆进气道的压缩型面：以冲压通道设计马赫数作为来流马赫数，根据要求的来流马赫数、喉道马赫数及初始楔角，得到ICFD流场中的一条壁面型线；再运用特征线法求解轴对称内收缩基本流场，得到内乘波式进气道的入射激波和基本流场的反射激波，然后根据设计的进气道初始类矩形出口截面，在得到的基本流场中运用逆向流线追踪得出的流线形成进出口截面均为类矩形的进气道压缩型面，最后按照进出口截面投影图上进气道前缘至设计椭圆出口截面的流线与进气道前缘至初始类矩形出口截面的流线投影长度之比，将基本流场内对应的流线放大，得到出口截面为椭圆的三维方转椭圆进气道压缩型面；

(2)设计冲压通道的隔离段：冲压通道隔离段按等截面设计，将步骤(1)得出的压缩型面的肩部型线向后等直拉伸得到冲压通道隔离段，后根据要求的冲压通道出口截面面积与生成的隔离段出口截面面积的比值对型面进行整体缩放。

3.如权利要求1所述高超声速三通道进气道的设计方法，其特征在于在步骤2)中，所述设计分流板的具体方法为：

(1)设计分流板位置：考虑分流板位于中间位置时，只有火箭通道和冲压通道共同工作，为保证火箭通道整体型面的光顺，将给定位置的火箭通道出口的下壁面向前拉伸与进气道压缩型面相交，获得分流板末端边线；为提高引射火箭和冲压通道共同工作时进气道的启动性能，分流板前缘的转轴位置应尽量贴近唇罩点在压缩型面上对应的位置以提供较小的内收缩比，在上述位置附近取一点作为分流板转轴的端点，再按照以下步骤(2)确定旋转角度后作出分流板位于中间位置时的型面并测定内收缩比，调整至满足启动要求；

(2)设计分流板旋转角度：根据涡轮通道出口和火箭通道出口的面积和扩张比要求，分别获得涡轮通道扩张段进口和火箭通道扩张段进口的面积，再测量分流板末端边线的长度，分别计算得到分流板位于中间位置与初始位置时末端点间的距离，及位于极限位置与中间位置时末端点间的距离，由此得到分流板绕转轴由初始位置到中间位置的旋转角度，及由中间位置到极限位置的旋转角度；

(3)设计分流板旋转方式：为保证进气道模态转换时，气流能够均匀稳定的流向涡轮通道、火箭通道和冲压通道，分流板的运动方式采用匀速转动。

4.如权利要求1所述高超声速三通道进气道的设计方法，其特征在于在步骤3)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝0～1.8之间的涡轮通道扩张段的具体方法为：

为保证整个涡轮通道型面的光滑过渡，根据设计的扩张段进口与给定位置的扩张段出口的尺寸与水平、垂直方向的投影距离，以两端分别与进出口相切设置端点处斜率，使用三次多项式生成连接扩张段进出口的型线，后使用面积均匀过渡的方式生成涡轮通道扩张段型面。

5.如权利要求1所述高超声速三通道进气道的设计方法，其特征在于在步骤4)中，所述设计工作马赫数范围为马赫数Ma＝1.8～3之间的引射火箭通道扩张段的具体方法为：

由于分流板末端边线直接由火箭通道出口下壁面拉伸后与进气道压缩型面相交得到，因此火箭通道扩张段能基本保持平直过渡，直接利用扩张段进口和通道出口的边线用面积均匀过渡的方式生成火箭通道扩张段型面。