CN107298180B - 一种具备一体流动控制的飞行器及气动匹配设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种具备一体流动控制的飞行器，在进气道内通道壁面上布置排泄流道，将低品质气流引入发动机舱内部，在改善进气道性能的同时对舱内设备进行冷却，而后通过引射喷管进行排除，进一步起到了引射增推的效果。排泄流道内设有流量限制喉道，调节实际匹配工作点。本发明还提供了该飞行器的气动匹配设计方法，通过数值模拟手段或风洞试验分别获得排泄流道工作特性曲线和引射喷管工作特性曲线，然后基于流量连续原理和发动机舱压力相同的条件，确定匹配共同工作点。本发明不仅可以有效提升进气道的总压恢复系数和出口均匀性，同时在降低气动阻力、改善飞行器雷达隐身性能等方面也带来了明显收益。

Description

一种具备一体流动控制的飞行器及气动匹配设计方法

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种可用于亚声速进气道的一体化流动控制技术。

背景技术

进气道作为吸气式推进系统的重要部件之一，肩负着流量捕获与调节、来流动能转化与利用、出口流速大小与均匀性调节等多项功能，对整个推进系统的工作效率有着直接的影响。出于减小气动阻力、雷达散射截面(RCS)，以及提升飞行器隐身性能等方面的考虑，越来越多的先进亚声速飞行器采用了埋入式进气道或者无隔道S弯进气道的设计方案。

然而，由于埋入式进气道的进气口与机身表面完全融合，因此无法像其他常规进气道那样在进口前方设置边界层隔道，这将不可避免地导致大量沿机体发展而来的低能边界层气流被卷吸进入进气道的内通道。此外，埋入式进气道往往是和基于多边形截面的隐身外形飞行器结合使用的，因此进口位于平面上的埋入式进气道常常面临进气效率低的问题。为了解决此问题，研究者往往将主进气口设计成类矩形，利用进口侧棱诱导的侧棱旋涡增加进气效率。侧棱旋涡的增强固然能在一定程度上增加进气效率，然而与此同时，过强的旋涡也会导致进气道内的总压恢复系数降低、流场畸变指数增大等问题。基于上述原因，与常规进气道相比，埋入式进气道的出口总压恢复系数通常较低，流场畸变指数也一般较高，甚至在部分飞行状态下难以与发动机恰当匹配。

对无隔道S弯进气道而言，由于其吸入了机体边界层气流，且内管道存在两个反向的弯曲，因而二次流现象非常显著，使得其气动性能偏低。但是，为了避免常规边界层隔道所导致的雷达散射截面增加以及气动阻力增加，从全机综合性能的角度来看无隔道S弯进气道方案还是非常有吸引力的。

为了提高上述两种进气道的气动性能，有研究考虑在埋入式进气道、无隔道S弯进气道进口上游的飞行器机身上安装吹气装置，以减少进入进气道内部的机身边界层气流。结果发现，虽然这种方法能够使进气道出口的总压恢复系数略有提高，且能改善进气道出口的总压畸变指数，使其达到发动机稳定工作的要求，但由于需要额外的高压气源，会影响发动机的总推力特性和压气机工作特性，并且带来结构复杂程度增加、重量增加等不利因素，因此对飞行器的整体工作性能改善程度十分有限。另外，还有研究考虑在进气口上游的机体上或者进气道的内通道壁上开槽，槽道出口直接通向飞行器的机体外，这种措施可以将壁面附近的低能流直接放出机体，但同时也会不可避免的带来额外的放气阻力。并且，在机体表面开口也会对飞行器的雷达隐身性能带来不利影响。

此外，对一般的飞行器而言，除了需要设计给发动机供气的主进气道以外，还需要安置辅助进气装置，以冷却发动机舱内部的设备。需要指出的是，通过该类辅助进气装置的气体流量相对较小，且对总压恢复系数、流场畸变等气动性能的要求并不高。由于分属于不同的飞行器子系统，辅助进气装置往往与主进气道分开设计，通过专门设计且独立布置在机体其它部位的辅助进气装置进行引气，这会导致一定的气动阻力，对飞行器的雷达隐身性能也不利。

发明内容

为解决上述问题，本发明提供一种具备一体流动控制的飞行器，能够有效减小低能流对进气道内流场的不利影响，显著改善进气道的总压恢复系数和出口均匀性，并且还可以利用这一部分低能流带来引射增推、冷却发动机舱内设备等有益效果。

同时，本发明还提供了上述飞行器的气动匹配设计方法。

为达到上述目的，本发明具备一体流动控制的飞行器可采用如下技术方案：

一种具备一体流动控制的飞行器，包括进气道、排泄流道、连接在排泄流道后端的发动机舱及引射喷管；所述进气道包括唇口、进气口、自进气口向后延伸的进口导流面和内通道；所述排泄流道的出口处设置发动机舱，且排泄流道与进气道的连通处位于内通道出口的前端；所述排泄流道包括连接内通道的排泄管道及连接排泄管道和发动机舱的流量限制喉道。

有益效果：在现有技术中，进气道进行流动控制时泄除的低能流是直接排出飞行器机身外的，这带来了额外的放气阻力，也对飞行器雷达隐身不利。相对于该现有技术中存在的低能流，本发明通过设置排泄流道将进气道内的低能流引入发动机舱内，首先对舵机、散热器等内置设备进行冷却，而后通过发动机舱后部专门设计的引射喷管进行引射排除，进一步起到了引射增推的效果，故形成了进气道/发动机舱/引射喷管一体的流动控制技术。并且，本发明还避免了在为了排除低能流而在飞行器表面开口，从而对飞行器雷达隐身特性有利。为此，本发明不仅可以有效提升进气道的总压恢复系数和出口均匀性，同时在引射增推、降低放气阻力、冷却舱内设备、改善飞行器雷达隐身性能等方面也带来了明显收益。

同时，本发明提供的上述进气道的气动匹配设计方法可采用以下技术方案：

包括如下步骤：

(1).针对进气道、排泄流道模型，利用三维数值模拟或者风洞试验，获得不同工况下单独采用排泄流道对进气道进行流动控制时通过排泄流道泄除的空气流量和排泄流道出口处的压强，然后将这一系列空气流量离散数据点及排泄流道出口处压强离散数据点在流量～压力图上拟合成一条曲线，该曲线即排泄流道工作特性曲线，同时记录不同泄除流量下进气道总压恢复、畸变指数等工作性能参数；

(2).针对发动机舱/引射喷管/发动机主喷管模型，利用三维数值模拟或者风洞试验，获得不同发动机舱入口压强下引射喷管单独工作时引射的流量，然后将这一系列发动机舱入口压强离散数据点及对应的流量离散数据点在流量～压力图上拟合成一条曲线，该曲线即引射喷管工作特性曲线。这里，发动机主喷管工作状态与步骤中的进气道工作状态必须对应于同一发动机的同一工作转速；

(3).根据排泄流道和引射喷管两者间流量连续的基本原理和发动机舱工作压力相同的条件，求得排泄流道工作特性曲线和引射喷管工作特性曲线两者在流量～压力图上的交点，该交点即为进气道/排泄流道/发动机舱/引射喷管的匹配共同工作点；

(4).若在得到的匹配共同工作点上，排泄流道泄除的空气流量不满足发动机总体要求，则应该对排泄流道内的流量限制喉道进行调整，并重复上述过程，直至满足总体要求。

附图说明

图1是具有无隔道S弯进气道的飞行器进气道位置的剖视示意图。

图2具有埋入式进气道的飞行器进气道前半段位置的剖视示意图。。

图3是具有埋入式进气道的飞行器进气道后半段位置的剖视示意图。

图4是进气道/发动机舱/引射喷管气动匹配设计方法示意图。

具体实施方式

如图1、图2、图3所示，本发明公开一种具备一体流动控制的飞行器，包括进气道1、排泄流道2、发动机舱3及引射喷管4。所述进气道1包括唇口103、进气口101、自进气口向后延伸的进口导流面102和内通道104；所述排泄流道2的一端连通进气道1而另一端连通发动机舱3，且排泄流道2与进气道1的连通处位于内通道出口的前端；所述排泄流道2包括连接内通道104的排泄管道201及连接排泄管道201和发动机舱3的流量限制喉道202。

请结合图1所示，当进气道1为S弯型进气道时，排泄流道2与内通道104连通处布置在进口导流面102上，所述进口导流面102的定义为：进气道自进气口向后延伸的内通道104的下壁面。其中流量限制喉道202可以用来调节放气流量。排泄流道2直接通向发动机舱3，进气道内通道104内的近壁低能流可经由排泄流道2引入发动机舱3，并对发动机舱3内的舵机等舱内设备进行冷却。发动机舱3内的气体在冷却舱内设备后被吸入引射喷管4，并在喷管的引射作用下被排入大气。

请结合图2及图3所示，当进气道1为埋入式进气道时，排泄流道2与内通道104连通处布置在进气道内通道104的侧壁上。进气道1内的低能流和侧棱旋涡可经由排泄流道2引入发动机舱3，并对发动机舱3内的舵机等舱内设备进行冷却。发动机舱3内的气体在冷却舱内设备后被吸入引射喷管4，并在喷管的引射作用下被排入大气。

通过以上进气道/发动机舱/引射喷管一体的流动控制技术，本发明避免了在飞行器表面开口，这大大降低了飞行器的气动阻力并能提升其雷达隐身性能。此外，排泄流道2、发动机舱3以及引射喷管4充分利用了进气道内部的低品质气流，在冷却舱内设备、提高进气道总压恢复系数和出口均匀性、增加推力等方面取得了明显的收益。

此外，如图4所示，本发明还提供了本发明中的飞行器的设计方法。由于本发明采用了进气道/发动机舱/引射喷管一体化的流动控制技术，因此进气道与引射喷管的工况显然是耦合在一起的，因此需要设法确定两者的共同工作点。具体方法如下：

(1).首先，针对进气道、排泄流道模型，利用三维数值模拟或者风洞试验，获得不同工况下单独采用排泄流道2对进气道1进行流动控制时通过排泄流道泄除的空气流量和排泄流道出口处的压强，然后将这一系列空气流量离散数据点及排泄流道出口处压强离散数据点在流量～压力图上拟合成一条曲线，该曲线即排泄流道工作特性曲线5，同时记录不同泄除流量下进气道总压恢复、畸变指数等工作性能参数；

(2).然后，针对发动机舱/引射喷管/发动机主喷管模型，利用三维数值模拟或者风洞试验，获得不同发动机舱3入口压强下引射喷管4单独工作时引射的流量，然后将这一系列发动机舱3入口压强离散数据点及对应的流量离散数据点在流量～压力图上拟合成一条曲线，该曲线即引射喷管工作特性曲线6。这里，发动机主喷管工作状态与步骤(1)中的进气道工作状态必须对应于同一发动机的同一工作转速；

(3).根据排泄流道2和引射喷管4两者间流量连续的基本原理和发动机舱工作压力相同的条件，求得排泄流道工作特性曲线5和引射喷管工作特性曲线6两者在流量～压力图上的交点7，该交点7即为进气道/排泄流道/发动机舱/引射喷管的匹配共同工作点；

(4).若在得到的匹配共同工作点上，排泄流道2泄除的空气流量不满足发动机总体要求，则应该对排泄流道2内的流量限制喉道202进行调整，并重复上述过程，直至满足总体要求。

(5).根据匹配工作点上排泄流道的泄除流量，以及第一步中记录的不同泄除流量下进气道总压恢复、畸变指数等工作性能参数，确定匹配工作点上进气道的工作性能参数。

本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，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，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

Claims (5)

1.一种具备一体流动控制的飞行器，包括进气道(1)、排泄流道(2)、发动机舱(3)及引射喷管(4)；引射喷管(4)位于发动机舱(3)后方并与发动机舱(3)相连；其特征在于：所述进气道(1)包括唇口(103)、进气口(101)、自进气口向后延伸的进口导流面(102)和内通道(104)；所述排泄流道(2)的一端连通进气道(1)而另一端连通发动机舱(3)，且排泄流道(2)与进气道(1)的连通处位于内通道出口的前端；所述排泄流道(2)包括连接内通道(104)的排泄管道(201)及连接排泄管道(201)和发动机舱(3)的流量限制喉道(202)。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：进气道(1)为S弯型进气道，排泄流道(2)与内通道(104)连通处布置在进口导流面(102)上，所述进口导流面(102)的定义为：进气道自进气口(101)向后延伸的内通道(104)的下壁面。

3.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：进气道(1)为埋入式进气道，排泄流道(2)与内通道(104)连通处布置在进气道内通道(104)的侧壁上。

4.根据权利要求1或2或3中所述的具备一体流动控制的飞行器的气动匹配设计方法，其特征在于，包括如下步骤：

(1).针对进气道、排泄流道模型，利用三维数值模拟或者风洞试验，获得不同工况下单独采用排泄流道(2)对进气道进行流动控制时，通过排泄流道泄除的空气流量和排泄流道出口处的压强，然后将这一系列空气流量离散数据点及排泄流道出口处压强离散数据点在流量～压力图上拟合成一条曲线，该曲线即排泄流道工作特性曲线(5)，同时记录不同泄除流量下进气道总压恢复、畸变指数等工作性能参数；

(2).针对发动机舱/引射喷管/发动机主喷管模型，利用三维数值模拟或者风洞试验，获得不同发动机舱(3)入口压强下引射喷管(4)单独工作时引射的流量，然后将这一系列发动机舱(3)入口压强离散数据点及对应的流量离散数据点在流量～压力图上拟合成一条曲线，该曲线即引射喷管工作特性曲线(6)；这里，发动机主喷管工作状态与步骤(1)中的进气道工作状态必须对应于同一发动机的同一工作转速；

(3).根据排泄流道(2)和引射喷管(4)两者间流量连续的基本原理和发动机舱工作压力相同的条件，求得排泄流道工作特性曲线(5)和引射喷管工作特性曲线(6)两者在流量～压力图上的交点(7)，该交点(7)即为进气道/排泄流道/发动机舱/引射喷管的匹配共同工作点；

(4).若在得到的匹配共同工作点上，排泄流道(2)泄除的空气流量不满足发动机总体要求，则应该对排泄流道(2)内的流量限制喉道(202)进行调整，并重复上述过程，直至满足总体要求。

5.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，还包括：

(5).根据匹配工作点上排泄流道(2)的泄除流量，以及步骤(1)中记录的不同泄除流量下进气道总压恢复、畸变指数的参数，确定匹配工作点上进气道的工作性能参数。