CN109236472B - 一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，包括可移动中心锥、导流片、整流罩与作动调节系统。在进气道工作过程中，随着来流马赫数的改变，由作动系统带动可移动中心锥与整流罩独立进行前后平移，在低马赫工作点时，导流片与可移动中心锥位置分开，从而产生两个进气通道，增大喉道面积，可以起到增大低马赫飞行时流量系数的作用；在高马赫飞行时，可移动中心锥与导流片无缝结合，进气道工作模式转变为单通道工作模式，此时进气道的喉道面积减小、内压缩比变大，在满足高马赫飞行时的流量需求的同时，可以满足进气道高马赫工作时的气体压缩要求。

Description

一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，更具体的说是涉及一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道。

背景技术

进气道作为航空动力系统的重要组成部分，其作用是保证发动机所需流量并通过产生的激波系与型面变化完成对高速来流的压缩。轴对称进气道与二元进气道一样具有结构简单、易于制造等结构上的优点，并且轴对称进气道对气流的压缩包含部分的等熵压缩过程，因而压缩效率较高；此外还由于轴对称进气道在结构上更容易与发动机机身进行匹配，因此在航空动力系统中得到了广泛的应用。但传统的轴对称进气道由于结构上的差别，不能像二元进气道一样改变中心锥压缩角的角度，一般采用中心锥前后平移的方式完成轴对称进气道的调节。针对于不同的来流马赫数，进气道完成气流压缩所需的喉道面积大小是不同的，喉道面积过大会导致气流压缩效率降低，而喉道面积过小又会导致进气道不起动无法正常工作。来流的飞行马赫数越大，所需的喉道面积越小。传统的轴对称进气道方案，将喉道设计在倾斜的流道内，随着飞行马赫数的降低，中心锥不断前移，从而增大喉道面积，保证进气道的正常工作。但传统的移动方式，随着飞行马赫数的逐渐降低，中心锥产生的激波角度增大，再加上中心锥的逐渐前移，激波与唇口的相对位置逐渐增大，最终会导致进气道流量系数的急剧下降，同时会增大溢流阻力。也就是说，传统的进气道为了保证进气道的正常起动与工作，难免会牺牲进气道的流量特性，并且增大了溢流阻力。而且传统的轴对称进气道由于调节方式的限制，对于喉道面积大小的改变量是有限的，因此针对于宽马赫数飞行的进气道来说，在低马赫状态点(尤其是亚声速状态与跨声速状态)，由于喉道面积的限制，进气道的流通能力是有限的，而在此状态下发动机的排气系统又需要更多的来流气体助推增加推力，因此存在低马赫飞行时流量系数较小的问题。

发明专利CN 101181700B，公开了一种“组合动力轴对称变几何进气道、发动机及进气道控制方法”，该方法通过中心锥的前后移动能较好的实现进气道的变几何调节，但依旧是随着飞行马赫数的降低，中心锥逐渐前移，同样存在低马赫数工作状态下流量系数过低、溢流阻力过大的不足。

发明专利CN 107091159 A，公开了一种“基于柔性中心体的轴对称可调超声速进气道的设计方法”，可以在不额外损失进气道流量特性的基础上完成对喉道面积的调节。但该种调节方法，前体激波与唇口的相对位置完全由飞行马赫数确定，依旧存在低马赫数飞行时流量系数较低的不足。

因此，如何提供一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道是本领域技术人员亟需解决的问题。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，该形式进气道针对于低马赫飞行时的大流量需求问题，采用双通道工作模式，较传统进气道而言，可以大幅度增加喉道面积，从而增加进气道在低马赫飞行时的流量系数；针对于高马赫飞行时的高性能需求，进气道转换为单通道工作模式，从而保证进气道在高马赫数飞行时的压缩效率，获得较高的总压恢复系数。

为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，包括：可移动中心锥、导流片、整流罩、作动系统一、作动系统二和机身轴套，其中，所述导流片位于所述可移动中心锥的外侧，所述整流罩位于所述导流片的外侧，所述机身轴套与所述可移动中心锥相连接，所述作动系统一根据飞行马赫数的高低控制所述整流罩前后移动，所述作动系统二根据飞行马赫数的高低控制所述可移动中心锥前后移动。

进一步，所述可移动中心锥、所述导流片和所述整流罩均为轴对称结构。

进一步，还包括支架，所述支架固定在所述机身轴套上，且所述导流片固定在所述支架上。

进一步，在低马赫状态下，所述进气道为双通道模式，所述可移动中心锥与所述导流片内侧型面之间的最小面积处为内喉道，所述导流片外侧型面与所述整流罩之间的最小面积处为外喉道。

进一步，在高马赫状态下，所述进气道为单通道模式，所述可移动中心锥与所述导流片无缝贴合，所述导流片外侧型面与所述整流罩之间的最小面积处为喉道。

进一步，所述作动系统一固定在机身上，所述作动系统二固定在所述机身轴套内。

经由上述的技术方案可知，与现有技术相比，本发明公开提供了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，具有以下优点：

1.传统形式的轴对称进气道为了解决低马赫状态下的起动问题，随着飞行马赫数的降低中心锥前移的做法不同，牺牲了低马赫下进气道的流量特性，而本发明所涉及的进气道，可移动中心锥的移动规律与传统形式不同，随着飞行马赫数的降低，可移动中心锥是逐渐后移的，可以解决低马赫数飞行时的流量不足问题；

2.本发明针对于宽广马赫数工作范围的轴对称进气道存在的低马赫飞行时流量系数过低、溢流阻力过大的问题，提出了双通道工作模式的进气道方案，在低马赫飞行时，双通道工作模式的进气道喉道面积(外喉道和内喉道)远大于传统的轴对称进气道，从而保证了发动机在低马赫飞行(尤其是亚声速状态跨声速状态)的大流量需求；

3.针对于进气道在高马赫飞行时的高性能要求，通过可移动中心锥与导流片的相互配合，进气道可以转变为单通道进气模态；此时，进气道形式为轴对称混压式进气道，与传统形式的轴对称混压式进气道相同；通过调节可移动中心锥与整流罩，进而调节喉道面积，保证高马赫工作时的高压缩效率。总的来说，通过进气道工作模态的转换，本发明所涉及的轴对称进气道的喉道面积调节范围更广，更加适应宽马赫数飞行的要求，可以在保证高马赫飞行时进气道的性能的同时，显著增加低马赫飞行时的流量系数。

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1附图为本发明低马赫数状态点双通道工作模态结构实现图。

图2附图为本发明高马赫数状态点单通道工作模式结构实现图。

图3附图为本发明低马赫数状态点双通道工作模态型面示意图。

图4附图为本发明高马赫数状态点单通道工作模态型面示意图。

其中，各部件表示：

1、可移动中心锥，2、导流片，3、整流罩，4、作动系统一，5、作动系统二，6、机身轴套，7、支架，8、导流片内侧型面，9、可移动中心锥后半部型面，10、整流罩内侧型面，11、内喉道，12、外喉道，13、喉道，14、中心锥前锥角，15、导流片外侧型面。

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。

本发明实施例公开了一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，包括可移动中心锥1、导流片2、整流罩3、作动系统一4、作动系统二5、机身轴套6和支架7。其中，可移动中心锥1、导流片2、整流罩3均为轴对称结构，导流片2始终保持固定状态，即固定在支架7上，机身轴套6与发动机相连，两者之间无相互运动，在实际工作过程中，机身轴套6与发动机的位置是固定的，可移动中心锥1与机身轴套6内的作动系统二5相连，整流罩3与作动系统一4相连接，两个活动机构(可移动中心锥1和整流罩3)可以完成单独的前后移动调节，针对于不同的工作状态，通过调节机构完成进气道的变模态与变几何工作，完成喉道面积的大幅度调节，提高进气道的流通能力与压缩效率。

轴对称可调进气道单通道模态下的基本构型设计：所述轴对称可调进气道单通道模态下的基本构型包括中心锥前锥角14、导流片外侧型面15、整流罩内侧型面10，其中由整流罩内侧型面10与导流片外侧轮廓线构成的进气道外通道最小面积处为进气道喉道13；型面的设计过程中以最高飞行马赫数状态点为设计点，设计过程与传统形式的轴对称进气道相同；在设计过程中，针对于进气道的工作范围，为了保证进气道的正常工作起动和进气道的压缩效率，应该保证气流在流经喉道13时马赫数在1.3～1.5的范围内，由此确定进气道的几何调节规律。

轴对称可调进气道双通道模态下的基本构型设计：所述轴对称可调进气道双通道模态下的基本构型包括：可移动中心锥后半部型面9、导流片内侧型面8、整流罩内侧型面10；其中，可移动中心锥后半部型面9与导流片内侧型面8构成的进气道内通道最小面积处为内喉道11，导流片2外侧型面与整流罩内侧型面10构成的进气道内通道最小面积处为外喉道12。在设计时应首先保证可移动中心锥1与导流片2可以做到无缝贴合，从而保证进气道可以完成工作模式的转换。此外针对于双通道模式下的进气道工作范围，为了兼顾进气道起动与总压恢复性能，与单通道模态设计时相同，应对于双模态工作时的内喉道11面积进行限制，目的是为了控制气流流经喉道时的马赫数；

进气道的变几何调节与变模态调节设计：进气道的工作范围从地面至高空，在爬升过程中飞行马赫数不断增加，气流压缩的程度也越来越大。刚开始工作的阶段，导流片2与可移动中心锥1位置分开，进气道为双通道模态工作，此时为了提高流量性能，进气道外通道(外喉道)和内通道(内喉道)的喉道面积均为最大值，如图3所示；随着飞行马赫数的增高，为了提高进气道的压缩效率，喉道面积应该逐渐减小，此时在机身内的作动系统(如图1所示机构4)带动整流罩3向前移动，在轴套内的另一套作动系统(如图1所示机构5)带动可移动中心锥1向前移动，从而保证进气道的正常起动与总压恢复性能；当进气道工作至飞行包线中某一中间马赫数时，通过调节机构(作动系统一4和作动系统二5)使得移动中心锥1与导流片2无缝贴合，此时进气道工作模态转换为单通道模态，如图2所示，模式转换的飞行点可以根据发动机的流量要求进行选择；此后随着飞行马赫数的继续增大，中心锥1与导流片2在保证无缝贴合的状态下整流罩3在机身内作动系统的带动下继续向前移动，喉道13面积减小，进气道压缩能力增大；飞行至最高马赫数时，进气道喉道面积最小，如图4所示，此时压缩气流能力最强。

实施例1

某工作马赫数范围为0～6.0的轴对称变几何双模态进气道，进气道捕获半径为520mm，采用一级外压缩锥面，前锥角为12.5°，唇罩初始角度为0°。采用双模态进气道设计，进气道在马赫数1.1工作时采用双模态工作模式，在马赫数6.0工作时采用单通道工作模式；与其相比较的是传统形式的单通道进气道，其中采用本发明设计的双模态进气道在单通道模态时的进气道型面与传统形式单通道进气道型面相同。表格对比了两种进气道在马赫数1.1和6.0工作时的流量系数与总压恢复系数。可以看出，采用双模态设计的进气道，在马赫数6.0时总压恢复系数没有降低的情况下，在马赫数1.1工作时的流量系数得到了显著的提升。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (5)

1.一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，包括：可移动中心锥(1)、导流片(2)、整流罩(3)、作动系统一(4)、作动系统二(5)、机身轴套(6)和支架(7)，其中，所述导流片(2)位于所述可移动中心锥(1)的外侧，所述整流罩(3)位于所述导流片(2)的外侧，所述机身轴套(6)与所述可移动中心锥(1)活动连接，所述作动系统一(4)根据飞行马赫数的高低控制所述整流罩(3)前后移动，所述作动系统二(5)根据飞行马赫数的高低控制所述可移动中心锥(1)前后移动，所述支架(7)固定在所述机身轴套(6)上，且所述导流片(2)固定在所述支架(7)上。

2.根据权利要求1所述的一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，所述可移动中心锥(1)、所述导流片(2)和所述整流罩(3)均为轴对称结构。

3.根据权利要求2所述的一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，在低马赫状态下，所述进气道为双通道模式，所述可移动中心锥(1)与所述导流片(2)内侧型面之间的最小面积处为内喉道(11)，所述导流片(2)外侧型面与所述整流罩(3)之间的最小面积处为外喉道(12)。

4.根据权利要求2所述的一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，在高马赫状态下，所述进气道为单通道模式，所述可移动中心锥(1)与所述导流片(2)无缝贴合，所述导流片(2)外侧型面与所述整流罩(3)之间的最小面积处为喉道(13)。

5.根据权利要求1所述的一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道，其特征在于，所述作动系统一(4)固定在机身上，所述作动系统二(5)固定在所述机身轴套(6)内。