CN107575309A - 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道。对于设计方面而言，本发明在传统二级外压缩高超声速进气道的基础上，将二级压缩面设计为转动唇罩，并且在此基础上增设低速通道实现外并联结构，并且将低速通道下壁面设计为可变结构，使低速通道内收缩比可调，从而改善低速通道起动性能不佳的问题。高速通道二级压缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换阀的功能，使得进气道结构简化，可靠性增强。同时本发明还提供了一种转动唇罩的具体实施方案，通过在通道侧壁引入滑动薄板的形式以伺服电机控制转动唇罩，使得转动唇罩运动可控，在满足模态转换的同时，通过与可变喉道的配合还可以实现低速通道的流量控制。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，具体涉及一种高性能矩形双通道外并联TBCC 进气道。
背景技术
随着超声速/高超声速打击武器的问世，高超声速飞行器技术以成为了各国 研究的重点。而高超声速飞行器的核心技术是发动机即高性能的推进技术。对于 高超声速飞行器所要求的宽马赫数工作范围，一般形式的航空动机均难以满足要 求，所以组合发动机应运而生。其中涡轮基组合循环 (Turbine-Base-Combine-Cycle)发动机将航空涡轮将航空涡轮，亚燃/超燃冲压 发动机进行组合，实现变循环工作，从而使得发动机在不同工作条件下均有良好 的工作特性成为了目前组合动力研究的重点，美国和日本等国均在此投入了大量 的人力与物力。
进气道是TBCC发动机的核心部件之一，制约着整个推进系统的运行方式与 工作性能。TBCC进气道的主要任务是高效率地向涡轮发动机的压气机或冲压发 动机的燃烧室提供一定压力、温度、速度和流量的空气,以满足飞行器高超声速 飞行的需要。进气道的气动性能和不同飞行状态下的适用性已经被国际上确定为 发展TBCC发动机的关键技术之一。
目前，TBCC进气道可根据发动机排布方式分为串联式与并联式两大类，对 于串联式布局而言，该布局采用航空涡轮与冲压发动机前后排列,具有发动机基 线尺寸小、重量轻等优点,但在高马赫数飞行时，受气动热效应影响，该结构难 以保护涡轮发动机,并且涡轮发动机在气路中会造成很大的性能损失,导致高马赫 数状态下性能欠佳,因此该布局方式对于工作马赫数有一定限制。对于并联式布 局而言，涡轮与冲压气路相互独立，这种布局可以适应更宽广的马赫数范围，具 有较大的发展潜力，是当今组合动力领域的主要研究方向。
但对于并联式TBCC进气道而言，其设计方法与实现形式仍存在问题。首 先，在不同飞行条件下，如何使进气道具有良好的工作性能，这对于进气道的气 动设计和结构设计不小的考验；其次，如何进行可靠的进行模态转换，使得流量 与压力平稳过渡；如何合理运用流动控制手段，保证进气道非设计工况下的性能； 如何保证低速通道的气动性能，与流量匹配，这些同样是TBCC进气道面临的 关键性问题。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种矩形双通道外并联TBCC进气道。能够拓 宽进气道工作马赫数范围，并且解决低速通道起动性能不佳的问题。
为达到上述目的，本发明矩形双通道外并联TBCC进气道可采用如下技术方 案：
一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，包括自前向后延伸的高速通 道、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道、一级压缩面、 位于高速通道及低速通道之间的通道隔板、铰接在通道隔板前端并向前延伸的转 动唇罩；高速通道的外壁面为高速通道唇罩，低速通道的内壁面包括铰接于一级 压缩面后端的可动收缩段、铰接与可动收缩段后端并向后延伸的可动喉道段、连 接于可动喉道段后端的可动扩压段；所述可动收缩段内部及可动喉道段内部均设 有泄流腔。
有益效果：为拓宽进气道工作马赫数范围，本发明在传统二级外压缩高超声 速进气道的基础上，将二级压缩面设置为转动唇罩，并且在此基础上增设低速通 道实现外并联结构。而针对低速通道起动性能不佳的问题，本发明将低速通道下 壁面设置为可变结构，使低速通道内收缩比可调，并且曾设流动控制装置，控制 激波边界层干扰，从而改善进气道起动性能。另外，为保证低速通道在各工作条 件下均有良好的气动性能，可变喉道与转动唇罩分开调节，通过选取合适的低速 通道设计点与转动唇罩配合从而实现低速通道流量调节。
相比于传统TBCC外并联进气道本发明的优势在于：
1、高速通道二级压缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换阀的 功能，使得进气道结构简化，可靠性增加。
2、对于低速通道而言，可调节喉道装置的加入，使得其起动性能得到大幅 改善，拓宽了低速通道的稳定工作范围。
3、由于转动唇罩的引入，通过选取合适的设计点使得对低速通道的流量调 节成为可能，从而提升进气道非设计工作状态的性能参数。
4、对于高速通道而言，由于二级压缩面可转动，具有本分边界层吸除能力， 可提高高速通道气动性能。
而本发明还提供了一种上述高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的设计 方法，
附图说明
图1为本发明高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的结构示意图。
图2为本发明高性能矩形双通道外并联TBCC进气道模态转换的结构示意 图。
图3为本发明高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的设计流程图。
图4为本发明高性能矩形双通道外并联TBCC进气道中转动唇罩的立体结 构图。
图5为本发明高性能矩形双通道外并联TBCC进气道中变几何调节机构的 机构示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
请参阅图1及图2所示，本发明公开了一种高性能矩形双通道外并联TBCC 进气道的具体实施方式，包括自前向后延伸的高速通道13、位于高速通道内侧 并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道14、一级压缩面1、位于高速通道及 低速通道之间的通道隔板5、铰接在通道隔板5前端并向前延伸的转动唇罩3； 高速通道13的外壁面为高速通道唇罩6，低速通道14的内壁面包括铰接于一级 压缩面1后端的可动收缩段8、铰接与可动收缩段8后端并向后延伸的可动喉道 段10、连接于可动喉道段后端的可动扩压段12。一级压缩面1固定且与可动收 缩段8铰接于第一控制点7，动收缩段8与可动喉道段10铰接于第二控制点9，可动喉道段10与可动扩张段12铰接于第三控制点11。所述可动收缩段内部及 可动喉道段10内部均设有泄流腔2，泄流腔的目的是控制激波边界层干扰，改 善进气道性能。
请再结合图4所示，为了能够控制转动唇罩3的转动，本实施方式中还设有 驱动转动唇罩3转动的驱动系统，该驱动系统包括位于可动收缩段8内侧的驱动 器、位于驱动器输出端并自可动收缩段8的至少一侧向外延伸并连接转动唇罩3 的连接板；所述驱动器带动连接板向外或向内移动，从而带动转动唇罩向外转动 或向内转动。
请再结合图5所示，为了能够控制可动收缩段8、可动喉道段10、可动扩压 段12的活动，本实施方式中还包括第一摇杆18及第二摇杆19，所述可动收缩 段8后端与第一摇杆18的上端铰接，可动喉道段10的后端与第二摇杆19的上 端铰接，所述第一摇杆18的下端与第二摇杆19的下端均铰接在自前向后延伸的 水平作动杆20上。所述水平作动杆20可以由电机驱动向前伸出或者向后缩回， 由于第一摇杆18的两端、第二摇杆19的两端均为铰接，当水平作动杆20向后 缩回，拉动第一摇杆18及第二摇杆19的下端向后移动而使第一摇杆18上端、 第二摇杆19上端分别拉动可动收缩段8、可动喉道段10向远离转动唇罩3的方 向移动，从而使喉道面积扩大。相反的，当水平作动杆20向前伸出，可动收缩 段8、可动喉道段10向靠近转动唇罩3的方向移动，从而使喉道面积缩小，在 此不再赘述。
如图2所示，当来流马赫数为模态转换马赫数时，开始进行模态切换过程， 其转动喉道3开始沿逆时针方向转动，直至与可动收缩段8前缘相接触，模态切 换完成，进气道工高速通道13开始工作，低速通道14关闭。当马赫数不断提升 时，高速通道不再调节，直至来流马赫数达到工作范围内最大马赫数时，进气道 前体压缩波系贴与高速通道唇罩6。
本发明的工作方式为：当工作马赫数小于模态转换马赫数时，首先通过第一 控制点7，第二控制点9第三控制点11的调节使得可动收缩段8，可动喉道段 10，可动扩张段12的位置发生改变，导致低速通道14下壁面高度降低，喉道面 积扩大，进气道内收缩比减小，保证其正常起动，待进气道起动后，再按一定规 律调节控制点，缩小喉道至该马赫数下对应位置，同时可按一定规律调节转动唇 罩3，使进气道流量与发动机流量匹配。
本发明提供的高性能矩形双通道外并联TBCC进气道中，高速通道二级压 缩面与低速通道唇罩合二为一，并且充当模态转换阀的功能，使得进气道结构简 化，可靠性增加。并通过转动唇罩3、可动收缩段8、可动喉道段10、可动扩压 段12对低速通道喉道的可变调节，能够使本进气道起动性能得到大幅改善，拓 宽了低速通道的稳定工作范围。
另外，为了更好的在上述高性能矩形双通道外并联TBCC进气道的具体实 施方式的基础上能够更好的将该实施方式的结构进行设计形成实用的成品，本发 明还提供了一种设计方法的实施例。
该设计方法包括以下步骤：
(a)根据飞行马赫数范围确定双通道各自的设计点马赫数与捕获流量并设 计高速通道的气动型面13；
(b)确定唇罩转动唇罩与通道隔板之间的转动铰接点(4)的位置，其具体 位置应为：转动铰接点的位置应为(6)高速通道唇罩激波在(13)高速通道下 壁面的反射点。在此此基础上并构造低速通道(14)；
(c)根据巡航马赫数与压缩量要求，进行低速通道14最小气动型面的设计；
(d)根据飞行需要最大流量，确定低速通道14最大气动型面；
(e)确定控制点将低速通道14下壁面设计为可变结构，选取控制点，进行 变结构设计；
(f)根据数值仿真确定可动喉道调节10与转动唇罩3调节规律；
(g)进行气动实验，验证进气道工作性能与起动性能。
进一步的，步骤(a)包括以下分步骤：
(a1)选取飞行马赫数范围内的最大值为高速通道的设计点马赫数，根据发 动机要求的最大流量选取捕获流量；采用双激波外压缩的形式进行配波，根据进 气道前体长度及总压缩量要求，分配一级偏转角与二级偏转角；其中激波波角 β与气流偏转角δ有满足关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；
(a2)确定高速流道的内收缩比；内收缩比在1.1～1.3之间；
(a3)确定高速通道喉道面积，定义高速通道喉道高度为h0，内收缩段的 长度为喉道长度的3～4倍，给定进气道入口高度，同时根据内收缩比的定义获得 高速通道喉道高度，根据高速通道喉道高度计算出内收缩段长度；
(a4)唇罩外表面与水平线夹角为9°～12°。
步骤(b)包含以下分步骤：
(b1)选定低速通道的设计点马赫数，该马赫数的选择首先应保证不大于模 态转换马赫数，并且接近低速通道巡航马赫数；由于二级压缩面已设置为转动唇 罩，一级压缩面角度固定故根据低速通道(14)的设计马赫数；可直接确定激 波角β；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；
以转动铰接点4为圆心，二级压缩面长度为半径与一级压缩面所产生的交点 即为低速通道设计点唇罩的位置；若这是所设计的低速通道的捕获流量，满足发 动机最大流量需求，则需要返回步骤(a)重新设计；
(b2)确定低速流道的内收缩比，定义A1为低速通道入口截面的面积，A2为低速通道喉道截面的面积；内收缩比Art为低速通道入口截面与喉道截面的面 积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因 子S的定义为：
S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)；其中，
式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；S取值区间为0.75～0.85；
(b3)根据所选设计马赫数确定最小喉道面积，具体方法如下：定义：A1为低速通道入口截面的面积，A0为低速通道喉道截面的面积；由遵循流量守恒 原则可知，喉道面积A0为:
式中Ma1为进气道进口马赫数；Ma0为喉道马赫数，Ψ为流量系数设计时一 般取1，σ为总压恢复系数取80％～95％；q(M)为流量函数其具体函数形式为：
式中M为马赫数，k＝1.4，根据经验应保证喉道马赫数Ma0在1.2～1.4范围 内；
(b4)根据发动机根据起飞时发动机所需的最大流量确定喉道初始最大面 积，具体方法如下：根据流量公式：
其中，为发动机要求最大流量；
k＝1.4,R＝287.06，为进口处总压，σ为总压恢复系数设计时取80％～95％， 为总温在设计时认为总温不变，Mat为喉道马赫数，q(M)为流量，A0为喉 道最小面积；在喉道马赫数Ma在0.7-0.8范围内时根据上述流量公式可获得最 大喉道面积；
(b5)确定喉道长度，具体方法如下：在低速通道设计状态下，定义喉道高 度为H，喉道长度为L，L/H取值在2-4范围内；
(b6)确定扩压段扩张角取3～7度之内；
(b7)根据给定的捕获流量，内收缩比，最大和最小喉道面积，一级压缩角， 扩张角，喉道长度，并且确定基于相互之间的铰接约束、几何关系，在保证可变 喉道段10时刻保持水平的情况下，可以确定最大/最小气动型面。
可变机构的设计方法如下：设计刚性变形机构：
(1)所述可动扩压段12有弹簧钢板制作而成；
(2)以设计步骤(c)设计的最小喉道型面为基准，选取铰铰接点：将转动 唇罩与一级压缩面的交点作为第一控制点7，转动唇罩产生的入射激波在下壁面 的反射点作为第二控制点9，低速通道扩压段与喉道的交点作为第三控制点(11)；
(3)步骤(c)、(d)中分别确定了低速通道14喉道的最大高度hmax以及 喉道的最小高度hmin，由几何关系可以得出，第一摇杆18的最小长度为 hmax-hmin，考虑到机构受力以及水平作动杆20位移量，将第一摇杆18的长度 l1选取为最小长度的1.7倍；为了实现可动喉道段10在运动时位置保持水平， 将第二摇杆(19)的长度l2选取为最小长度的1.9倍；
(4)以最小气动型面为基准，分别以第一控制点7与第二控制点9为圆心， 摇杆长度l1、l2作圆，两圆与根据飞行器总体结构要求所确定的水平基线的交点 定为第一摇杆、第二摇杆与水平作动杆的铰接位置；
(5)通过运动仿真的方式判断(1)-(4)设计的连杆变形机构能否实现预期的 变形需求，如果不能则调整参数重复(1)-(4)的设计步骤。
步骤f中，流量与转动唇罩的调节规律应按步骤(b4)中所述的的流量公式与步骤(b3)面积关系：进行调节将公 式进行变换可知：
根据上述公式只要知道来流马赫数便可调节喉道与唇罩面积以保证进气道 的工作性能。
其中放气槽2的设计方法如下
布置边界层放气区间：根据一维流计算公式以及相应的几何关系，确定不同 工作马赫数下的波系结构，进而确定转动唇罩3所产生的激波入射点在可动收缩 段8上的变化范围，然后按照此范围在可动收缩段8及整个可动厚道段10上开 设放气缝2，使得入射激波总是打在边界层放气区域内，并且在进气道正常工作 时，结尾正激波能够稳定咋可动喉道段10，保证进气道稳定工作；放气缝2使 用多区独立放气控制措施；放气流量应低于总捕获流量的3％以内。
Claims (9)
1.一种高性能矩形双通道外并联TBCC进气道，其特征在于，包括自前向后延伸的高速通道(13)、位于高速通道内侧并与高速通道并排自前向后延伸的低速通道(14)、一级压缩面(1)、位于高速通道及低速通道之间的通道隔板(5)、铰接在通道隔板(5)前端并向前延伸的转动唇罩(3)；高速通道(13)的外壁面为高速通道唇罩(6)，低速通道(14)的内壁面包括铰接于一级压缩面(1)后端的可动收缩段(8)、铰接与可动收缩段(8)后端并向后延伸的可动喉道段(10)、连接于可动喉道段后端的可动扩压段(12)；所述可动收缩段内部及可动喉道段(10)内部均设有泄流腔(2)。
2.根据权利要求1所述的TBCC进气道，其特征在于：还包括驱动转动唇罩(3)转动的驱动系统，该驱动系统包括位于可动收缩段(8)内侧的驱动器、位于驱动器输出端并自可动收缩段(8)的至少一侧向外延伸并连接转动唇罩(3)的连接板；所述驱动器带动连接板向外或向内移动，从而带动转动唇罩向外转动或向内转动。
3.根据权利要求1所述的TBCC进气道，其特征在于：还包括第一摇杆(18)及第二摇杆(19)，所述可动收缩段(8)后端与第一摇杆(18)的上端铰接，可动喉道段(10)的后端与第二摇杆(19)的上端铰接，所述第一摇杆(18)的下端与第二摇杆(19)的下端均铰接在自前向后延伸的水平作动杆(20)上。
4.根据权利要求1或2或3所述TBCC进气道的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：
(a)根据飞行马赫数范围确定双通道各自的设计点马赫数与捕获流量并设计高速通道的气动型面(13)；
(b)确定唇罩转动唇罩与通道隔板之间的转动铰接点(4)的位置，其具体位置应为：转动铰接点的位置应为(6)高速通道唇罩激波在(13)高速通道下壁面的反射点，在此此基础上并构造低速通道(14)；
(c)根据巡航马赫数与压缩量要求，进行低速通道(14)最小气动型面的设计；
(d)根据飞行需要最大流量，确定低速通道(14)最大气动型面；
(e)确定控制点将低速通道(14)下壁面设计为可变结构，选取控制点，进行变结构设计；
(f)根据数值仿真确定可动喉道调节(10)与转动唇罩(3)调节规律；
(g)进行气动实验，验证进气道工作性能与起动性能，并增设适当的流动控制措施。
5.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，步骤(a)包括以下分步骤：
(a1)选取飞行马赫数范围内的最大值为高速通道的设计点马赫数，根据发动机要求的最大流量选取捕获流量；采用双激波外压缩的形式进行配波，根据进气道前体长度及总压缩量要求，分配一级偏转角与二级偏转角；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；
(a2)确定高速流道的内收缩比；内收缩比在1.1～1.3之间；
(a3)确定高速通道喉道面积，定义高速通道喉道高度为h0，内收缩段的长度为喉道长度的3～4倍，给定进气道入口高度，同时根据内收缩比的定义获得高速通道喉道高度，根据高速通道喉道高度计算出内收缩段长度；
(a4)唇罩外表面与水平线夹角为9°～12°。
6.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，步骤(b)包含以下分步骤：
(b1)选定低速通道的设计点马赫数，该马赫数的选择首先应保证不大于模态转换马赫数，并且接近低速通道巡航马赫数；由于二级压缩面已设置为转动唇罩，一级压缩面角度固定故根据低速通道(14)的设计马赫数；可直接确定激波角β；其中激波波角β与气流偏转角δ有满足关系式：
式中，M为斜激波波前马赫数，k为比热比；
以转动铰接点(4)为圆心，二级压缩面长度为半径与一级压缩面所产生的交点即为低速通道设计点唇罩的位置；若这是所设计的低速通道的捕获流量，满足发动机最大流量需求，则需要返回步骤(a)重新设计；
b2)确定低速流道的内收缩比，定义A1为低速通道入口截面的面积，A2为低速通道喉道截面的面积；内收缩比Art为低速通道入口截面与喉道截面的面积之比；内收缩比Art的确定按照起动能力因子S的方法进行操作；起动能力因子S的定义为：
S＝(Art-ARt,等熵极限)/(ARt,Kantrowitz极限-ARt,等熵极限)；
其中，
式中M0为飞行马赫数，γ＝1.4；S取值区间为0.75～0.85；
(b3)根据所选设计马赫数确定最小喉道面积，具体方法如下：定义：A1为低速通道入口截面的面积，A0为低速通道喉道截面的面积；由遵循流量守恒原则可知，喉道面积A0为:
式中Ma1为进气道进口马赫数；Ma0为喉道马赫数，Ψ为流量系数设计时一般取1，σ为总压恢复系数取80％～95％；q(M)为流量函数其具体函数形式为：
式中M为马赫数，k＝1.4，根据经验应保证喉道马赫数Ma0在1.2～1.4范围内；
(b4)根据发动机根据起飞时发动机所需的最大流量确定喉道初始最大面积，具体方法如下：根据流量公式：
其中，为发动机要求最大流量；
k＝1.4,R＝287.06，为进口处总压，R为普适气体常数与空气摩尔质量的比值一般取286.5，σ为总压恢复系数设计时取80％～95％，为总温在设计时认为总温不变，Ma0为喉道马赫数，q(M)为流量，A0为喉道最小面积；在喉道马赫数Mat在0.7-0.8范围内时根据上述流量公式可获得最大喉道面积；
(b5)确定喉道长度，具体方法如下：在低速通道设计状态下，定义喉道高度为H，喉道长度为L，L/H取值在2-4范围内；
(b6)确定扩压段扩张角，根据经验一般取3～7度之内；
(b7)根据给定的捕获流量，内收缩比，最大和最小喉道面积，一级压缩角，扩张角，喉道长度，并且确定基于相互之间的铰接约束、几何关系，在保证可变喉道段(10)时刻保持水平的情况下，可以确定最大/最小气动型面。
7.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，可变机构的设计方法如下：设计刚性变形机构：
(1)所述可动扩压段(12)有弹簧钢板制作而成；
(2)以设计步骤(c)设计的最小喉道型面为基准，选取铰铰接点：将转动唇罩与一级压缩面的交点作为第一控制点(7)，转动唇罩产生的入射激波在下壁面的反射点作为第二控制点(9)，低速通道扩压段与喉道的交点作为第三控制点(11)；
(3)步骤(c)、(d)中分别确定了低速通道(14)喉道的最大高度hmax以及喉道的最小高度hmin，由几何关系可以得出，第一摇杆(18)的最小长度为hmax-hmin，考虑到机构受力以及水平作动杆(20)位移量，将第一摇杆(18)的长度l1选取为最小长度的1.7倍；为了实现可动喉道段(10)在运动时位置保持水平，将第二摇杆(19)的长度l2选取为最小长度的1.9倍；
(4)以最小气动型面为基准，分别以第一控制点(7)与第二控制点(9)为圆心，摇杆长度l1、l2作圆，两圆与根据飞行器总体结构要求所确定的水平基线的交点定为第一摇杆、第二摇杆与水平作动杆(20)的铰接位置；
(5)通过运动仿真的方式判断(1)-(4)设计的连杆变形机构能否实现预期的变形需求，如果不能则调整参数重复(1)-(4)的设计步骤。
8.根据权利要求6所述的设计方法，其特征在于，步骤f中，流量与转动唇罩的调节规律应按步骤(b4)中所述的的流量公式与步骤(b3)面积关系：进行调节将公式进行变换可知：
根据上述公式只要知道来流马赫数便可调节喉道与唇罩面积以保证进气道的工作性能。
9.根据权利要求8所述的设计方法，其特征在于，放气槽(2)的设计方法为，
布置边界层放气区间：根据一维流计算公式以及相应的几何关系，确定不同工作马赫数下的波系结构，进而确定转动唇罩(3)所产生的激波入射点在可动收缩段(8)上的变化范围，然后按照此范围在可动收缩段(8)及整个可动厚道段(10)上开设放气缝(2)，使得入射激波总是打在边界层放气区域内，并且在进气道正常工作时，结尾正激波能够稳定咋可动喉道段(10)，保证进气道稳定工作；放气缝(2)使用多区独立放气控制措施；放气流量应低于总捕获流量的3％以内。
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