CN108999704B - 高超声速进气道起动方法及起动装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种高超声速进气道起动控制方法及控制装置，该方法包括：根据已知的进气道性能参数、唇罩内侧设计型线及起动施控马赫数获取唇罩内侧最佳起动型线；在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧设计型线。该方案利用进气道起动中的迟滞现象，仅通过对唇口型线的改动就可使进气道起动性能有极大提高，同时保证了进气道抗反压性能及发动机整体性能。

Description

高超声速进气道起动方法及起动装置

技术领域

本发明涉及高超声速发动机技术领域，尤其是一种高超声速进气道起动方法及起动装置。

背景技术

高超声速进气道是高超声速冲压发动机的关键部件，其作用是捕获一定流量的空气，并其进行减速压缩，然后输送给燃烧室组织燃烧。但由于飞行器在飞行中来流马赫数过低或燃烧室工作压力过高等原因可能会导致进气道进入不起动状态，进气道流量捕获能力降低，流动损失增大，从而引起发动机的推力严重下降，导致飞行失败。所以进气道只有工作在起动状态下，才能保证捕获足够的高品质气流，发动机也才能产生足够的推力，因此进气道的起动性能对发动机以及整个飞行器都是至关重要的。如何提高进气道的起动性能，成为进气道设计时应考虑的关键方面。

研究表明来流马赫数和内收缩比是进气道起动中两个最主要的影响因素。而在一定的飞行状态下，来流马赫数是一定的，因此现采用的进气道变几何辅助起动方法主要是减小进气道的内收缩比。如美国X-43A的进气道结构是转动唇口式的，低速飞行时，转动唇口使内收缩比减小，进气道易起动。又如SR-71黑鸟超声速巡航侦察机使用的中心锥可移动的轴对称变几何进气道，法国ONERA等机构采用的伸缩唇口式变几何进气道结构，以及日本预冷却涡喷发动机计划中采用的楔板位置可调的变几何进气道，它们均是通过减小内收缩比提升起动性能。

上述改善起动的变几何方法不仅需要加装复杂的机械结构，增大系统的复杂性和控制的难度，而且会使内收缩比减小，一方面会造成进气道捕获空气的压缩量减少，降低发动机的整体性能，另一方面也会造成进气道的抗反压性能下降。

发明内容

本发明提供一种高超声速进气道起动控制方法及控制装置，用于克服现有技术中用于进气道起动的结构复杂、进气道抗反压性能不佳及发动机整体性能下降等缺陷，从而简化变进气道机械结构、且不影响进气道及发动机的整体性能。

为实现上述目的，本发明提出一种高超声速进气道起动控制方法，包括：

步骤1，根据已知的进气道性能参数、唇罩内侧设计型线及起动施控马赫数获取唇罩内侧最佳起动型线；

步骤2，在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；

步骤3，当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧设计型线。

为实现上述发明目的，本发明还提供一种高超声速进气道起动控制装置，包括处理器，以及与所述处理器连接的存储器，所述存储器存储有高超声速进气道起动程序及唇罩内侧设计型线和唇罩内侧最佳起动型线，所述高超声速进气道起动程序被所述处理器执行时实现上述方法所述的步骤。本发明提供的高超声速进气道起动控制方法及控制装置，在不改变内收缩比的情况下，通过调节唇罩内侧型线使进气道进入起动状态。而后，将进气道唇罩型线重新调整到进气道最佳工作状态所对应的设计型线，利用进气道起动迟滞的原理，使进气道依然保持起动状态，从而兼顾了进气道起动性能、压缩性能以及总压恢复性能；唇罩内侧型线的调节可以通过采用具有变形能力的材料或者具有弹性的材料制备唇罩，进而控制材料的形变实现，机械结构相对简单。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为发明实施例一提供的高超声速进气道起动控制方法中的二维进气道简化模型示意；

图2为参照图1中的模型定义夹角θ值示意图；

图3为参照图1中的模型获得的不同θ值所对应的唇罩内侧型线。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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作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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

本发明提出一种高超声速进气道起动控制方法及控制装置。

实施例一

请参照图1至图3，本发明提供一种高超声速进气道起动控制方法，包括：

步骤S1，根据已知的进气道性能参数、唇罩内侧设计型线及起动施控马赫数获取唇罩内侧最佳起动型线；

为充分说明本发明所使用的辅助起动的控制方法，首先给定如图所示二维进气道，并给出该进气道自起动马赫数Ma_ss、再起动马赫数Ma_rs和设计马赫数Ma_d等性能参数，同时也给定设计马赫数下唇罩内侧型面，本发明中称该型线为设计型线。需要说明的是，为了方便表达本发明内容，对与本发明无关的进气道前体及隔离段进行简化处理，这并不代表本发明仅局限与如图所示的进气道构型。

其中：

区域1为进气道唇罩；

区域2为进气道前体；

区域3为隔离段通道；

线4为设计马赫数下唇罩内侧型线，即设计型线；

点5为线4的起始点，同时也是进气道唇口点；

点6为线4的终止点，同时也是进气道喉部与唇罩的交点。

同时给定进气道施控马赫数Ma_c，本发明中施控马赫数是指根据发动机总体要求，确定要采取辅助起动控制措施的马赫数，即发动机总体要求进气道在该马赫数下起动，而实际进气道构型在该马赫数下不能自主起动，因此必须进行变几何辅助起动控制时所对应的马赫数。施控马赫数Ma_c小于进气道自起动马赫数Ma_ss，在本发明中要求施控马赫数大于进气道再起动马赫数Ma_rs。

优选地，所述步骤S1包括：

步骤S11，根据所述唇罩内侧设计型线，在唇口点与唇终点之间设置若干条等曲率的圆弧线；所述步骤S11包括：

步骤S111，定义连接唇口点、唇终点的连线与过唇口点或唇终点的任意直线形辅助线之间的角度为θ，从连线到直线形辅助线的顺时针为正方向；

步骤S112，θ取值范围在[-30°,30°]之间，离散精度在0.1°～5°之间，获得过唇口点和唇终点且与直线辅助线相切的若干条等曲率的圆弧线；

下面以图1中的模型为例，对获取唇罩内侧最佳型线的步骤进行详细说明：保持点5和点6位置不变，设计一系列等曲率圆弧的唇口内侧型线。

本模型中点5与点6水平距离为70mm，点5和点6到前体壁面的垂直距离分别为20mm和15mm。

首先做点5和点6的连线7，做过点5的任意直辅助线，定义该辅助线与线7的夹角为θ，以从线7到该辅助线顺时针为正方向。然后做经过点5和点6，且与该直辅助线相切的等曲率圆弧。

在本发明实施例中θ取值范围在[-30°,30°]之间，离散精度控制在0.1°到5°之间。例如，取θ在[-10,10]，离散精度为5°。由此得到如图所示的θ＝5°、θ＝10°、θ＝-5°、θ＝-10°分别对应的等曲率圆弧8、9、10、11。

线8为θ＝5°所对应的等曲率圆弧；

线9为θ＝10°所对应的等曲率圆弧；

线10为θ＝-5°所对应的等曲率圆弧；

线11为θ＝-10°所对应的等曲率圆弧。

另外，由于不改变唇罩起始点5和终止点6的位置，因此进气道内收缩比不变。本实施例为简化图示，选取θ范围较小，精度较低，在实际应用中可适当增大θ范围，减小离散精度。

步骤S12，求解以每条所述原弧线为唇罩内侧型线的进气道对应的自起动马赫数；所述步骤S12包括：

步骤S121，针对以一条所述圆弧线为唇罩内侧型线的进气道预设数值较低的来流马赫数，形成进气道不起动流场结构；

步骤S122，在所述预设的马赫数基础上逐渐增大来流马赫数，直到进气道起动，进气道起动瞬间所对应的马赫数即为以所述圆弧线为唇罩内侧型线的进气道自起动马赫数；

步骤S123，重复上述步骤S121、S122获得以每条所述原弧线为唇罩内侧型线的进气道对应的自起动马赫数；

依次求解每个等曲率圆弧型线的进气道所对应的自起动马赫数，并找到其中自起动马赫数最低的等曲率圆弧型线，该型线即为最佳起动型线。对于给定的进气道构型，其自起动马赫数的求解是现有技术。

步骤S13，经比较获得与最低自起动马赫数对应的所述圆弧线，作为唇罩内侧最佳型线。所述步骤S13包括：

步骤131，比较步骤12中获得的所有自起动马赫数，选择其中最低的自起动马赫数；

步骤132，将该最低的自起动马赫数对应的所述圆弧线作为唇罩内侧最佳型线。

步骤S2，在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；

在飞行器飞行达到施控马赫数时，将唇罩内侧型面从设计型线变为最佳起动型线，此时进气道进入起动状态。

步骤S3，当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧设计型线。

当进气道起动且流动稳定后，将唇罩内侧型面从最佳起动型线重新变回设计型线。

通过改变唇罩内侧型线，使进气道提前进入起动状态，然后将唇罩内侧型线重新变回设计状态。由于进气道起动中的迟滞原理，进气道依然维持起动状态，同时进气道气流压缩量、总压恢复保持在较高水平，由此实现了进气道在施控马赫数下的正常工作。唇罩内侧型线的调节可以通过采用具有变形能力的材料或者具有弹性的材料制备唇罩，进而控制材料的形变实现，变几何方案简单，可操作性强；在实施过程中内收缩比不变，对进气道压缩能力和抗反压能力影响很小；具有良好的辅助起动效果的同时，兼顾了进气道压缩性能和总压恢复性能。

对于唇罩内侧型线的调节下面给出两种优选实施例：

优选实施例一

所述唇罩顶板由记忆金属制成，或者在唇罩顶板内壁上安装由记忆金属制成的辅助内型面，例如形状记忆合金(shape memory alloys,SMA)是通过热弹性与马氏体相变及其逆变而具有形状记忆效应(shape memory effect,SME)的由两种以上金属元素所构成的材料；

所述步骤S2包括：

在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩顶板温度变化，使得所述唇罩顶板发生变形后的形状趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；

所述步骤S3包括：

当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩顶板温度变化，使得所述唇罩顶板发生变形后的形状趋于所述唇罩内侧设计型线。

在一种实施方式中，起动前，只需要加温，折叠状态的辅助内型面因具有记忆功能而自然展开，恢复唇罩内侧最佳起动型线形状；起动完成后，冷却，自然展开辅助内型面折叠于唇罩顶板内壁两侧，恢复唇罩内侧设计型线形状；

在另一种实施方式中，低温状态下，唇罩顶板呈设计型线，高温状态下，唇罩顶板呈最佳起动型线，起动时，启动加热装置使得唇罩顶板升温，唇罩顶板由于记忆功能呈最佳起动型线，起动完成后，停止加热根据情况起动降温装置，唇罩顶板由于记忆功能呈设计型线。

优选实施例二

在唇罩顶板内顶壁边缘一周设置唇罩弹性辅助面板，唇罩顶板与唇罩弹性辅助面板共同围设形成一个空腔，空腔内具有气态介质或液态介质。为减轻飞行器自身重量，这里选用空气作为介质，所述步骤2包括：

在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制唇罩顶板与唇罩弹性辅助面板共同围设形成的空腔内的气压变化，使得所述唇罩弹性辅助面板发生形变后的形状趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；

具体可以通过进气设备以及安装在进气管道上的进气阀控制向空腔内输入空气的量，在气压值达到起动设定值时，停止进气；气压值与唇罩弹性辅助面板在该气压作用下最终的形状或产生的形变之间的关系以及相关参数(包括唇罩弹性辅助面板的形状、弹性系数等)可以通过实验或软件模拟获得，气压的起动设定值可以根据唇罩内侧最佳起动型线与模拟模型中唇罩弹性辅助面板的形状对比获得。

所述步骤3包括：

当进气道起动且流动稳定后，控制唇罩顶板与唇罩弹性辅助面板共同围设形成的空腔内的气压变化，使得所述唇罩弹性辅助面板发生形变后的形状趋于所述唇罩内侧设计型线。

原理同上，通过抽气设备以及安装在进气管道上的排气阀控制从空腔内抽入空气的量，在气压值达到恢复设定值时，停止抽气；气压值与唇罩弹性辅助面板在该气压作用下最终的形状或产生的形变之间的关系以及相关参数(包括唇罩弹性辅助面板的形状、弹性系数等)可以通过实验或软件模拟获得，气压的恢复设定值可以根据唇罩内侧最佳起动型线与模拟模型中唇罩弹性辅助面板的形状对比获得。

实施例二

在实施例一的基础上，本发明提供一种高超声速进气道起动控制装置，包括处理器，以及与所述处理器连接的存储器，所述存储器存储有高超声速进气道起动程序及唇罩内侧设计型线和唇罩内侧最佳起动型线，所述高超声速进气道起动程序被所述处理器执行时实现以下步骤：

在前期通过大量的数值计算和仿真计算获得唇罩内侧设计型线和唇罩内侧最佳起动型线，并且将计算结果存储在控制器的存储器中，即控制器内存储有唇罩内侧最佳起动型线；然后在飞行器飞行过程中，以实际飞行马赫数和施控马赫数相对关系为自变量，通过控制器控制唇罩内侧型线实现设计状态和最佳起动状态的转变。

优选实施例一，所述唇罩顶板由记忆金属制成，控制装置的实现与控制方法的实现相同。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (9)

1.一种高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，包括：

步骤1，根据已知的进气道性能参数、唇罩内侧设计型线及起动施控马赫数获取唇罩内侧最佳起动型线；

所述步骤1包括：

步骤11，根据所述唇罩内侧设计型线，在唇口点与唇终点之间设置若干条等曲率的圆弧线；

步骤12，求解以每条所述圆弧线为唇罩内侧型线的进气道对应的自起动马赫数；

步骤13，经比较获得其中的最低自起动马赫数对应的所述圆弧线，将该圆弧线作为唇罩内侧最佳型线；

步骤2，在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧最佳起动型线；

步骤3，当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩内侧型线变形并趋于所述唇罩内侧设计型线。

2.如权利要求1所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，所述步骤11包括：

步骤111，定义连接唇口点、唇终点的连线与过唇口点或唇终点的任意直线形辅助线之间的角度为θ，从连线到直线形辅助线的顺时针为正方向；

步骤112，θ取值范围在[-30°,30°]之间，离散精度在0.1°～5°之间，获得过唇口点和唇终点且与直线辅助线相切的若干条等曲率的圆弧线。

3.如权利要求1所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，所述步骤12包括：

步骤121，针对以一条所述圆弧线为唇罩内侧型线的进气道，预设数值较低的来流马赫数，形成进气道不起动流场结构；

步骤122，在所述预设的马赫数基础上逐渐增大来流马赫数，直到进气道起动，进气道起动瞬间所对应的马赫数即为以所述圆弧线为唇罩内侧型线的进气道自起动马赫数；

步骤123，重复上述步骤121、122获得以每条所述圆弧线为唇罩内侧型线的进气道对应的自起动马赫数。

4.如权利要求1所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，所述步骤13包括：

步骤131，比较步骤12中获得的所有自起动马赫数，选择其中最低的自起动马赫数；

步骤132，将该最低的自起动马赫数对应的所述圆弧线作为唇罩内侧最佳型线。

5.如权利要求1～4任一项所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，唇罩顶板由记忆金属制成，所述步骤2包括：

在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制所述唇罩顶板温度变化，使得所述唇罩顶板发生变形后的形状趋于所述唇罩内侧最佳起动型线。

6.如权利要求5所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，所述步骤3包括：

当进气道起动且流动稳定后，控制所述唇罩顶板温度变化，使得所述唇罩顶板发生变形后的形状趋于所述唇罩内侧设计型线。

7.如权利要求1～4任一项所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，所述步骤2包括：

在飞行器飞行状态达到施控马赫数时，控制唇罩顶板与唇罩弹性辅助面板共同围设形成的空腔内的气压变化，使得所述唇罩弹性辅助面板发生形变后的形状趋于所述唇罩内侧最佳起动型线。

8.如权利要求7所述的高超声速进气道起动控制方法，其特征在于，所述步骤3包括：

当进气道起动且流动稳定后，控制唇罩顶板与唇罩弹性辅助面板共同围设形成的空腔内的气压变化，使得所述唇罩弹性辅助面板发生形变后的形状趋于所述唇罩内侧设计型线。

9.一种高超声速进气道起动控制装置，其特征在于，包括处理器，以及与所述处理器连接的存储器，所述存储器存储有高超声速进气道起动程序及唇罩内侧最佳起动型线和唇罩内侧设计型线，所述高超声速进气道起动程序被所述处理器执行时实现上述权利要求1～8任一项所述方法的步骤。