CN107023395A - 一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法 - Google Patents

一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及超声速推进领域，公开了一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及其调节方法，所述进气道包括唇口、喉部和扩张段，所述进气道中设置有位移机构，所述进气道中通过所述位移机构设置有叶片，所述位移机构能控制叶片在进气道内前后移动及转动。本发明能实现大范围的、连续的喉道面积比调节，使得进气道始终工作在低损失状态，且调节过程简单方便。

Description

一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法
技术领域
本发明涉及超声速推进领域，具体涉及一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法，适用于马赫数1.5以上的超声速飞行。
背景技术
对于吸气式超声速飞行器，进气道出口的总压恢复系数与发动机的推力、耗油率密切相关。为增大发动机推力、降低耗油率，要求进气道有较高的总压恢复系数。
目前，针对超声飞行的进气道分三类，内压式、外压式和混压式。内压式进气道可实现等熵压缩，总压恢复系数最高，但存在严重的起动问题，尚未用于工程实际；外压式进气道在唇口前方组织增压激波，并在唇口之前以正激波结尾，不存在起动问题，但正激波较强，随飞行马赫数增加，总压恢复系数快速下降，主要用于马赫数稍低的超声速飞行器；混压式进气道将两者结合，气动性能优于外压式进气道，但也存在一定的起动问题。
起动马赫数由喉部面积与唇口的面积比决定，此面积比越小，起动马赫数越大，在面积比为1时不存在起动问题。但在工作状态，面积比越大，喉部处马赫数越高，喉部之后的激波损失越大；只有在面积比较小，使得喉部马赫数略大于1时损失最小。另外，若进气道不起动，进气道的总压损失系数较大，发动机推力减小；同时溢流会使得飞行器阻力较大。由于发动机的推力与进气流量成正比，在进气道的调节过程中，不仅关注进气道总压恢复系数，还应在进气道起动条件下使进气流量最大化。
为兼顾设计状态和非设计状态性能，需要对混压式进气道的喉部面积进行调节。对于喉道面积可调的超声速进气道，在起动过程中和低于设计马赫数时，采用大喉道飞行；在设计状态时，采用小喉道飞行。
因此，本申请提出一种可调喉道面积的进气道及其调节方法，以使得进气道起动马赫数尽量低、各工作状态的总压损失系数尽量小，很好地兼顾飞行器设计状态和非设计状态性能，保证进气道的适用性。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是：针对上述存在的问题，提供了一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法，能实现大范围的、连续的喉道面积比调节，使得在不同工作状态时，能够对进气道进行适应性调节，且调节过程简单方便，可将进气道的自起动马赫数降低到1.5左右。
本发明采用的技术方案如下：一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，所述进气道包括唇口、喉部和扩张段，所述进气道中设置有位移机构，所述进气道中通过所述位移机构设置有叶片，所述位移机构能控制叶片在进气道内前后移动及转动。
本发明所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，所述叶片通过位移机构设置于进气道两边的侧壁上。
本发明所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，所述叶片至少为2片。
本发明所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，所述叶片为超声速叶型或者超声速翼型。
本发明所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，在所述进气道的唇口上部设置有翼片，所述翼片一端与唇口上部转动连接，使得翼片可转动，进而可改变唇口处的开口面积。
本发明所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道的调节方法，起飞状态时，进气道内的叶片处于进气道的扩张段，唇口上部的翼片向下转动，使唇口的开口面积最小化；当飞行马赫数大于进气道的起动马赫数后，逐渐调节翼片向上转动直至复位，翼片复位后，将扩张段的叶片向喉部移动调节；当飞行器到达设计马赫数后，叶片处于喉部，喉部面积最小，在飞行过程中，当飞行马赫数低于设计马赫数时，将叶片向扩张段移动调节。
本发明所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道的调节方法，在叶片前后移动调节的过程中，根据在进气道中所处的具体位置，通过位移机构适当的旋转调节叶片，确保叶片的攻角保持在0°±2°。
与现有技术相比，采用上述技术方案的有益效果为：本发明结构简单，调节方便，可调喉部面积比将大幅增加，大幅降低高超声速飞行器的起动马赫数；在不同工作状态时，能够对进气道进行适应性调节，使得进气道更好地适应了飞行器不同飞行状态，调节过程简单方便；可在正激波前构造更多斜激波，使得进气道的波系配置更灵活；由于叶片的导流作用，进气道可快速弯曲，即可缩短进气道长度。
附图说明
图1-6是本发明实施例1结构及调节过程示意图；
图7-12是本发明实施例2结构及调节过程示意图。
附图标记：1为唇口，2为喉部，3为扩张段，4为叶片，5为翼片。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做进一步描述。
实施例1
如图1-6所示，一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，所述进气道包括唇口1、喉部2和扩张段3，进气道上位于唇口1前端的部分为多段楔面，进气道在唇口1与喉部2之间形成一个收缩段，在进气道中，喉部2的截面积最小，所述进气道中设置有位移机构（图中未示出），所述进气道中通过所述位移机构设置有叶片4，所述位移机构能控制叶片4在进气道内前后移动及转动。
进一步地，所述叶片4通过位移机构设置于进气道两边的侧壁上。
进一步地，所述叶片4为超声速叶型或者超声速翼型。
进一步地，在所述进气道的唇口1上部设置有翼片5，所述翼片5一端与唇口1上部转动连接，使得翼片5可转动调节，进而可改变唇口1处的开口面积。
具体地，上述叶片4设置为一片。
一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道的调节方法，起飞状态时，进气道内的叶片4处于进气道的扩张段3，唇口1上部的翼片5向下转动，使得唇口1的开口面积最小；当飞行马赫数大于进气道的起动马赫数后，逐渐调节翼片5向上转动直至复位，翼片5复位后，将扩张段3的叶片4向喉部2移动调节；当飞行器到达设计马赫数后，叶片4处于喉部2，喉部2面积最小，在飞行过程中，当飞行马赫数低于设计马赫数时，将叶片4向扩张段3移动调节。
具体调节过程如下：
起飞状态时，进气道内的叶片4处于进气道的扩张段3，唇口1上部的翼片5向下转动至a处（即唇口开度关至最小），减小唇口1的开口面积，此时唇口1面积最小，喉部2面积最大，喉部2与唇口1的面积比接近1.0（如图1所示）；
超声飞行时，前端楔面将产生一系列斜激波，唇口1产生一道正激波和一道向外延伸的脱体激波，随着飞行速度增加，进气道前端的斜激波角逐渐减小，正激波逐渐贴着唇口1；当加速到进气道起动马赫数时，正激波吸入通道内变成斜激波，此时进气道起动，喉部2后方形成正激波(如图2所示)；
此时还处于低于飞行器设计马赫数状态，逐渐调节翼片5向上转动至b处，使得唇口1进入流量增大，正激波前移接近喉部2，损失和阻力降低，流量增大（如图3所示）；
随着飞行速度增加继续向上转动翼片5，保持正激波的位置基本不变，当加速到某一马赫数 Ma1时，翼片5向上转动复位至c处，此时唇口1面积最大，此后开始调节叶片4随飞行马赫数增加而向喉部2移动(如图4和5所示)；
当飞行器到达设计马赫数后，叶片4处于喉部2，喉部2面积最小(如图6所示)。
在叶片4前后移动调节的过程中，根据在进气道中所处的具体位置，通过位移机构适当的旋转调节叶片4，确保叶片4的攻角保持在0°±2°。
实施例2
如图7-12所示，实施例2与实施例1的区别在于：所述叶片4至少为2片，此处将叶片4设置为3片，具体为上叶片、中叶片和下叶片，3片叶片4与翼片5组合起来使得调节过程更加精细有效。
一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道的调节方法，起飞状态时，进气道内的叶片4均处于进气道的扩张段3，唇口1上部的翼片5向下转动，减小唇口1的开口面积；当达到进气道的起动马赫数且低于飞行器设计马赫数时，逐渐调节翼片5向上转动直至复位，翼片5复位后，依次将扩张段3的上叶片、中叶片和下叶片向喉部2移动调节；当飞行器到达设计马赫数后，所有叶片4均处于喉部2，喉部2面积最小，在飞行过程中，当飞行马赫数低于设计马赫数时，叶片4依次向扩张段3移动调节。
具体调节过程如下：
起飞状态时，进气道内的上叶片、中叶片和下叶片处于进气道的扩张段3，唇口1上部的翼片5向下转动至a处（即唇口1开度关至最小），减小唇口1的开口面积，此时唇口1面积最小，喉部2面积最大，喉部2面积比接近1（如图7所示）；
超声飞行时，前端楔面将产生一系列斜激波，唇口1产生一道正激波和一道向外延伸的脱体激波，随着飞行速度增加，进气道前端的斜激波角逐渐减小，正激波逐渐贴着唇口1；当加速到进气道起动马赫数时，正激波吸入通道内变成斜激波，此时进气道起动，喉部2后方形成正激波(如图8所示)；
此时还处于低于飞行器设计马赫数状态，逐渐调节翼片5向上转动至b处，使得唇口1进入流量增大，正激波前移接近喉部2，损失和阻力降低，流量增大（如图9所示）；
随着飞行速度增加继续向上转动翼片5，保持正激波的位置基本不变，当加速到某一马赫数 Ma1时，翼片5向上转动复位至c处，此时唇口1面积最大，此后开始依次调节中叶片、上叶片和下叶片随飞行马赫数增加而向喉部2移动(如图10和11所示)；
当飞行器到达设计马赫数后，3片叶片4均处于喉部2，喉部2面积最小(如图12所示)。
本发明并不局限于前述的具体实施方式。本发明扩展到任何在本说明书中披露的新特征或任何新的组合，以及披露的任一新的方法或过程的步骤或任何新的组合。如果本领域技术人员，在不脱离本发明的精神所做的非实质性改变或改进，都应该属于本发明权利要求保护的范围。

Claims (7)

1.一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，所述进气道包括唇口（1）、喉部（2）和扩张段（3），其特征在于：所述进气道中设置有位移机构，所述进气道中通过所述位移机构设置有叶片（4），所述位移机构能控制叶片（4）在进气道内前后移动及转动。
2.根据权利要求1所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，其特征在于：所述叶片（4）通过位移机构设置于进气道两边的侧壁上。
3.根据权利要求1所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，其特征在于：所述叶片（4）至少为2片。
4.根据权利要求1所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，其特征在于：所述叶片（4）为超声速叶型或者超声速翼型。
5.根据权利要求1-4任一项所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道，其特征在于：在所述进气道的唇口（1）上部设置有翼片（5），所述翼片（5）一端与唇口（1）上部转动连接，使得翼片（5）可转动，进而可改变唇口（1）处的开口面积。
6.一种权利要求5所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道的调节方法，其特征在于：起飞状态时，进气道内的叶片（4）处于进气道的扩张段（3），唇口（1）上部的翼片（5）向下转动，使唇口（1）的开口面积最小化；当飞行马赫数大于进气道的起动马赫数后，逐渐调节翼片（5）向上转动直至复位，翼片（5）复位后，将扩张段（3）的叶片（4）向喉部（2）移动调节；当飞行器到达设计马赫数后，叶片（4）处于喉部（2），喉部（2）面积最小，在飞行过程中，当飞行马赫数低于设计马赫数时，将叶片（4）向扩张段（3）移动调节。
7.根据权利要求6所述的一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道的调节方法，其特征在于：在叶片（4）前后移动调节的过程中，根据在进气道中所处的具体位置，通过位移机构适当的旋转调节叶片（4），确保叶片（4）的攻角保持在0°±2°。
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