CN108412618A - 一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种高超声速飞行器的进气道唇口设计方法，属于高超声速进气道应用技术领域。本发明的进气道设置在飞行器的发动机上，进气道的前端为锯齿状唇口，锯齿状唇口包括若干片唇页，唇页的侧壁首位相接形成封闭的锯齿状唇口，以锯齿状唇口的中心为回转轴线，唇页以回转轴线为阵列轴阵列排布。本发明没有引入活动机构，避免增加系统的重量和复杂程度，免除带来联接、密封、冷却、控制等问题，加工制作工艺简单，能够改善轴对称进气道的启动性能的同时，还不会影响其压缩性能、减少捕获来流，保证进气道的工作效率，提高其启动性能。

Description

一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法

技术领域

本发明属于高超声速进气道应用技术领域，具体涉及一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是目前国防发展的前沿领域，作为一种能够实现快速打击的武器装备，其作战指令响应迅速，战场生存强，破坏力极大，因此，研究和发展高超声速飞行器具有巨大的军事、经济价值，从而能巩固和增强国家的国防实力和综合国力。高超声速飞行器在大气层内飞行，通常采用超燃冲压发动机作为动力，高超声速进气道作为超燃冲压发动机重要部件之一，其主要作用是捕获来流并对气流进行减速增压，以保证燃烧室的组织顺利燃烧，轴对称进气道是其中的典型构型，现有的轴对称进气道的唇口一般采用单元平唇口，被大量应用于导弹武器和飞机中。

当飞行马赫数较低时，高超声速进气道会遇到启动困难的问题，当马赫数过小导致进气道为不启动状态时，其内部大规模的流动分离会使发动机推力不足甚至熄火，因此需要尽量降低进气道的启动马赫数，来提高进气道可靠工作的裕度。

目前改善进气道启动问题的方法主要有三种：

第一，构型优化设计；

构型优化设计是在给定的进气道设计约束下，通过改变设计输入变量迭代计算出某种优化标准下的最佳优化构型，这种构型优化设计方法往往需要对进气道进行重新设计，因此其工作量大，难度也较大，且大多数的改进方法是牺牲了进气道的压缩性能来改善启动性能。

第二，变几何设计技术；

变几何技术主要是通过改变进气道一些部件的角度和位置，实现进气道内收缩比的变化，以便于辅助进气道起动。常用的变几何手段主要有旋转唇口与平移唇口两种方式。旋转唇口的方式运用Kantrowiz公式得到不同马赫数状态下的唇口角，可实现进气道的宽马赫数范围工作。平移唇口的方式通过在马赫数工作下限时将唇口前移完成启动，在马赫数工作上限时唇口后退，使激波封口，同样拓宽了进气道的工作范围，运用变几何技术都需要引入活动机构，不可避免地增加系统的重量、复杂程度，带来联接、密封、冷却、控制等问题，并且使得系统的可靠性降低，对飞行器总体设计产生不利影响。

第三，流动控制技术；

流动控制技术采用减小进气道内分离规模的思想提高启动性能，按照是否有前馈、反馈可分为主动流动控制技术与被动流动控制技术。常用的流动控制技术有附面层抽吸、Bump构型、涡流发生器等。附面层抽吸通过对分离区进行抽吸，将附面层内的低能流排出进气道，从而减小分离区范围、降低附面层的高度。Bump构型是指在进气道前用一个会产生横向压力梯度的鼓包代替原来的隔道，使进气道入口之前的边界层低能流自动向两侧排移，从而达到减小边界层的目的。涡流发生器是以某一安装角垂直地安装在进气道表面上的小展弦比小机翼，它产生高能量的翼尖涡与下游的低能量边界层流动混合后，使处于逆压梯度中的边界层流场获得附加能量后能够继续贴附在进气道前体表面而不致分离，这种流动控制技术带来进气道加工的复杂，且抽吸装置与控制回路同样增加了系统的重量与复杂程度。被动流动控制技术会带来进气道总压损失大、气流畸变严重的缺点。

发明内容

本发明针对现有高超声速进气道应用技术领域中存在的不足，提出一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法，在不影响进气道压缩性能的前提下，降低飞行器的启动马赫数，提高进气道的启动性能。

一种高超/超声速轴对称进气道唇口，所述进气道设置在飞行器的发动机上，所述进气道的前端设有锯齿状唇口，所述锯齿状唇口包括若干片V型锯齿单元，V型锯齿单元的侧壁首尾相接形成锯齿状唇口，以锯齿状唇口的中心为回转轴线，V型锯齿单元以回转轴线为阵列轴环形阵列排布。

一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法，所述V型锯齿单元的个数为N，N的取值范围为10-30，所述锯齿状唇口设置为圆环形，所述V型锯齿单元对应的圆心角为θ，则有θ＝360/N。

作为优选地，在单元平唇口的基础上，V型锯齿单元的伸长长度为a，V型锯齿单元的前缘侧壁与单元平唇口的前缘壁之间的后掠角为λ，后掠角的取值范围为40°-60°，单元平唇口所在圆的半径为r，则有a₀的取值范围为

作为优选地，所述V型锯齿单元是在单元平唇口的圆柱形侧壁上伸长a，所述V型锯齿单元的圆柱形侧壁的厚度为d，所述V型锯齿单元的前缘到圆柱形侧壁之间的距离为l₁，所述V型锯齿单元的圆柱形侧壁的长度为l₂，所述V型锯齿单元的剖面长度为L，则有L＝l₂+l₁。

作为优选地，定义两V型锯齿首尾对接的侧壁为后凹对称面，后凹对称面包括矩形壁和与矩形壁相连接的弧形壁，所述矩形壁包括水平段和竖直段，所述弧形壁包括第一圆弧段、第二圆弧段、竖直段，所述圆弧壁的第一圆弧壁与矩形壁上方的水平段相切，所述弧形壁的第二圆弧段与矩形壁下方的水平段相切，所述矩形壁的竖直段即为V型锯齿单元的厚度，所述圆弧壁的直线段长度为l₁，所述矩形壁的水平段长度为l₂，所述V型锯齿单元的剖面长度为L，则有L＝l₂+l₁，所述矩形壁的竖直段的长度为d，所述第一圆弧段的半径为R₁，所述第二圆弧段的半径为R₂，则有R₂-R₁＝d。

作为优选地，工作状态下单元平唇口的捕获流量与圆环形唇口的捕获流量相对偏差为ε，ε的取值范围为1～5％。

作为优选地，单元平唇口的剖面长度为L₀，满足L＝L₀+a，所述V型锯齿单元的剖面长度L通过实验与Lagrange插值计算结合的方式给出：

先给出V型锯齿单元的伸长长度a₀平移距离x₁₁、x₁₂、x₁₃，进行实验得出相应的相对偏差数据ε₁₁、ε₁₂、ε₁₃，若|ε_1j|≤ε(j＝1,2,3)，则得到a＝a₀+x_1j，若不满足，根据Lagrange插值公式，定义长度预测函数：则下一个需要实验的V型锯齿单元的伸长长度a₀平移距离x₂₁、x₂₂、x₂₃为这一二次函数的零点，进行实验得到相对偏差数据ε₂₁、ε₂₂、ε₂₃，若|ε_2j|≤ε，则得到a＝a₀+x_2j，若仍然不满足，则选择流量偏差最小的对应3个距离为x₃₁、x₃₂、x₃₃，如此循环验证，直至找到满足流量设计要求的a且收敛速度快。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

(1)本发明高超/超声速轴对称进气道唇口的加工制作工艺较为简单，对于轴对称进气道均适用，能够改善轴对称进气道的启动性能的同时，还不会影响其压缩性能、减少捕获来流，保证进气道的工作效率；

(2)本发明高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法没有引入活动机构，避免增加系统的重量和复杂程度，免除带来联接、密封、冷却、控制等问题，保证系统的可靠性，有利于飞行器的整体设计；

(3)本发明设计的高超/超声速轴对称进气道唇口在原平唇口轴对称进气道的基础上，保障其压缩性能的同时，还可以提高发动机的启动性能。

附图说明

图1为本发明进气道唇口的结构示意图；

图2为本发明V型锯齿单元的结构示意图；

图3为本发明V型锯齿单元划分的示意图；

图4为本发明V型锯齿单元的俯视图；

图5为本发明V型锯齿单元的一种截面示意图；

图6为本发明V型锯齿单元的另一种截面示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明的附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1

附图1、附图2、附图3、附图4、附图5所示的一种高超/超声速轴对称进气道唇口，所述进气道设置在飞行器的发动机上，所述进气道的前端设有锯齿状唇口，所述锯齿状唇口包括若干片V型锯齿单元，V型锯齿单元的侧壁首尾相接形成锯齿状唇口，以锯齿状唇口的中心为回转轴线，V型锯齿单元以回转轴线为阵列轴环形阵列排布。

一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法，锯齿状唇口的设计参数为：V型锯齿单元N＝15个，圆心角θ＝24°，后掠角λ＝60°，单元平唇口所在圆的半径为300mm，V型锯齿单元的伸长长度取所给范围的平均值计算得到

取相对偏差ε为1％，这里给出一种通过实验与Lagrange插值计算结合确定唇口平移长度x的方法：

先将V型锯齿单元的伸长长度a平移x₁₁＝2mm、x₁₂＝3mm、x₁₃＝5mm，进行实验得出相应的相对偏差数据ε₁₁、ε₁₂、ε₁₃，发现相对偏差数据均不满足|ε_1j|≤ε，根据Lagrange插值公式定义平移距离预测函数：根据公式计算零点得到x₂₂＝15.44mm，进行实验得到对应流量偏差ε₂₂满足|ε₂₂|≤ε，则得到x＝x₂＝15.44mm，则有a＝a₀+x₂₂＝69.44mm。

实施例2

如附图1、附图2、附图3、附图4、附图6所示的一种高超/超声速轴对称进气道唇口，与实施例1不同的是：

一种高超/超声速轴对称进气道唇口及其设计方法，锯齿状唇口的设计参数为：设计的锯齿参数为：V型锯齿单元N＝10个，圆心角θ＝36°，后掠角λ＝60°，锯齿前伸距离取所给范围的平均值计算得到

取相对偏差ε为1％，这里给出一种通过实验与Lagrange插值计算结合确定唇口平移长度x的方法：

先将V型锯齿单元的伸长长度a平移x₁₁＝2mm、x₁₂＝3mm、x₁₃＝5mm，进行实验得出相应的相对偏差数据ε₁₁、ε₁₂、ε₁₃，发现相对偏差数据均不满足|ε_1j|≤ε，根据Lagrange插值公式定义平移距离预测函数：根据公式计算零点得到x₂₂＝30.34mm，进行实验得到对应流量偏差ε₂₂满足|ε₂₂|≤ε，则得到x＝x₂＝30.34mm，则有a＝a₀+x₂₂＝110.64mm。

本发明高超/超声速轴对称进气道唇口的加工制作工艺较为简单，对于轴对称进气道具有良好的适用性，没有引入活动机构，避免增加系统的重量和复杂程度，免除带来联接、密封、冷却、控制等问题，保证系统的可靠性，在流量与基准进气道相差1％范围内，改造后的锯齿唇口进气道启动马赫数降低0.5，能够改善轴对称进气道的启动性能的同时，还不会影响其压缩性能、减少捕获来流，保证进气道的工作效率。

上述虽然结合附图对本发明的具体实施方式进行了描述，但并非对本发明保护范围的限制，所属领域技术人员应该明白，在本发明的技术方案的基础上，本领域技术人员不需要付出创造性劳动即可做出的各种修改或变形仍在本发明的保护范围以内。

Claims (7)

1.一种高超/超声速轴对称进气道唇口，其特征在于：所述进气道设置在飞行器的发动机上，所述进气道的前端设有锯齿状唇口，所述锯齿状唇口包括若干片V型锯齿单元，V型锯齿单元的侧壁首尾相接形成锯齿状唇口，以锯齿状唇口的中心为回转轴线，V型锯齿单元以回转轴线为阵列轴环形阵列排布。

2.一种高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法，其特征在于：所述V型锯齿单元的个数为N，N的取值范围为10-30，所述锯齿状唇口设置为圆环形，所述V型锯齿单元对应的圆心角为θ，则有θ＝360/N。

3.根据权利要求2所述的一种高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法，其特征在于：在单元平唇口的基础上，V型锯齿单元的伸长长度为a，V型锯齿单元的前缘侧壁与单元平唇口的前缘壁之间的后掠角为λ，后掠角的取值范围为40°-60°，单元平唇口所在圆的半径为r，则有a₀的取值范围为

4.根据权利要求3所述的一种高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法，其特征在于：所述V型锯齿单元是在单元平唇口的圆柱形侧壁上伸长a，所述V型锯齿单元的圆柱形侧壁的厚度为d，所述V型锯齿单元的前缘到圆柱形侧壁之间的距离为l₁，所述V型锯齿单元的圆柱形侧壁的长度为l₂，所述V型锯齿单元的剖面长度为L，则有L＝l₂+l₁。

5.根据权利要求3所述的一种高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法，其特征在于：定义两V型锯齿首尾对接的侧壁为后凹对称面，后凹对称面包括矩形壁和与矩形壁相连接的弧形壁，所述矩形壁包括水平段和竖直段，所述弧形壁包括第一圆弧段、第二圆弧段、竖直段，所述圆弧壁的第一圆弧壁与矩形壁上方的水平段相切，所述弧形壁的第二圆弧段与矩形壁下方的水平段相切，所述矩形壁的竖直段即为V型锯齿单元的厚度，所述圆弧壁的直线段长度为l₁，所述矩形壁的水平段长度为l₂，所述V型锯齿单元的剖面长度为L，则有L＝l₂+l₁，所述矩形壁的竖直段的长度为d，所述第一圆弧段的半径为R₁，所述第二圆弧段的半径为R₂，则有R₂-R₁＝d。

6.根据权利要求4或5任一项所述的一种高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法，其特征在于：工作状态下单元平唇口的捕获流量与圆环形唇口的捕获流量相对偏差为ε，ε的取值范围为1～5％。

7.根据权利要求6所述的一种高超/超声速轴对称进气道唇口的设计方法，其特征在于：单元平唇口的剖面长度为L₀，满足L＝L₀+a，所述V型锯齿单元的剖面长度L通过实验与Lagrange插值计算结合的方式给出：

先给出V型锯齿单元的伸长长度a₀平移距离x₁₁、x₁₂、x₁₃，进行实验得出相应的相对偏差数据ε₁₁、ε₁₂、ε₁₃，若|ε_1j|≤ε(j＝1,2,3)，则得到a＝a₀+x_1j，若不满足，根据Lagrange插值公式，定义长度预测函数：则下一个需要实验的V型锯齿单元的伸长长度a₀平移距离x₂₁、x₂₂、x₂₃为这一二次函数的零点，进行实验得到相对偏差数据ε₂₁、ε₂₂、ε₂₃，若|ε_2j|≤ε，则得到a＝a₀+x_2j，若仍然不满足，则选择流量偏差最小的对应3个距离为x₃₁、x₃₂、x₃₃，如此循环验证，直至找到满足流量设计要求的a且收敛速度快。