CN109944701A - 一种外压式超声速进气道 - Google Patents

Abstract

本发明提出了一种外压式超声速进气道，该进气道外压缩面上设置若干泄流缝，并在自然压差的作用下，通过与泄流缝连通的独立集气腔以及限流喉道将低能流和过度捕获的气流排出，以在不明显增加结构复杂性且不明显损害进气道正常工作时的气动性能的前提下，大幅提高了外压式进气道的亚临界稳定裕度，并使进气道免受大喘的威胁。

Description

一种外压式超声速进气道

技术领域

本发明涉及飞行器气动设计领域，尤其是一种外压式超声速进气道。

背景技术

外压式超声速进气道是高速飞行器的重要气动部件之一，其位于吸气式推进系统的最前端，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、上下游扰动隔离等多项功能，对推进系统的工作效率、工作包线等均有着直接影响。

由于超声速气流的减速增压过程需要依靠激波等压缩波系来实现，而进气道在吸入上游机体边界层的同时其内部也有边界层不断发展，故激波/边界层干扰现象在超声速进气道中不可避免。

强激波/边界层干扰现象极易使进气道进入不起动状态，而不起动是外压式超声速进气道的非正常工作状态，其极易演化为破坏力极强的喘振现象。当进气道处于不起动状态时，其总压恢复系数和流量系数显著下降，并往往伴随着剧烈的波系运动和壁面压强振荡，这不仅使得发动机的推力特性严重恶化，其伴随的周期性力载荷和热载荷还可能导致发动机的结构破坏，并使得飞行器变得更加难以控制。为此，外压式超声速进气道的不起动状态，尤其是喘振现象，具有相当大的危害，在理论上应该尽量避免。

为了尽可能地消除外压式超声速进气道喘振(尤其是大喘)的威胁，对进气道采取有效的防护措施是非常必要的。对此，一个可能的途径是通过削弱结尾激波与压缩面边界层的干扰强度来推迟或规避初始扰动的形成。为了达到这样的效果，通常的作法是在进气道中引入边界层控制手段。不过，当进气道流道遭遇严重堵塞时，单纯依靠边界层控制并不能阻止喘振发生。这是因为进出口流量的严重失衡局面并未因边界层流动的改善而得到缓解，而它的存在会引发持续的流量积蓄，继而产生的下游高压终会导致流动的失稳。

现有的喘振控制手段对流场监控装置和几何调节机构依赖程度高，尚缺少一种结构代价小且能实时响应的超声速进气道喘振抑制措施。

发明内容

发明目的：为了克服外压式超声速进气道的亚临界喘振问题，本发明提供一种基于外压缩面分布式泄流的气动式自适应喘振抑制方法。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用以下技术方案。

一种外压式超声速进气道，包括进气道主体、位于进气道主体外侧的进气道唇罩，所述进气道主体及进气道唇罩之间形成进气道内通道；所述进气道主体具有外压缩面；所述外压缩面上具有若干平行排列的泄流缝；进气道主体的内部设有位于独立集气腔及自独立集气腔向与外压缩面相反方向延伸且与贯穿进气道主体的限流喉道，该限流喉道将独立集气腔与进气道主体外部连通；所述泄流缝与独立集气腔连通。

进一步的，所述独立集气腔设有若干个并且在进气道主体内朝进气道内通道方向由远及近的依次排列，每个独立集气腔均与对应的若干泄流缝连通。

进一步的，所述外压缩面上开设泄流缝共15个，独立集气腔设有3个，每5个泄流缝对应连通一个限流喉道。

进一步的，泄流缝的中轴线、独立集气腔的中轴线及限流喉道的中轴线与外压缩面的夹角均为90°。

进一步的，所述靠近进气道内通道的最后一条泄流缝位于封口正激波之前。

进一步的，所述限流喉道的流通面积小于所述独立集气腔对应的若干泄流缝的总流通面积。

有益效果：本发明在进气道外压缩面开设多个常开分布式泄流缝，在不明显增加结构复杂性且不明显损害进气道正常工作时的气动性能的前提下，大幅提高了外压式进气道的亚临界稳定裕度，并使进气道免受大喘的威胁。

本发明技术方案的原理如下：

基于外压缩面的分布式泄流系统由分布式泄流缝、独立集气腔以及限流喉道三部分所构成，在空间上分布式泄流缝将压缩面上方流场与下方大气环境相连通。

这其中，泄流缝的作用是从经外压缩波系增压后的流场中提取边界层气流及其它多余气体。不同于常见的集中式泄流布局，此缝隙的流向宽度很小且分布较广，有效作用范围可覆盖亚临界状态下的脱体激波的运动区间。设计集气腔的目的是收集和掺混从泄流缝流入的气体，而与其直接相联的限流喉道则负责引导该气体排出到下方大气中，并起到限制最大泄流流量的作用。

一旦外压缩波系得以建立，在自然压差的作用下，于压缩面两侧会自动形成旁路引流。虽然在结构上泄流系统是不可调节的，但分布式泄流缝的设计使得该系统引流量在定几何的条件下具备随飞行工况变化进行自适应调节的能力。

具体而言，当进气道工作在临界状态下时，为了避免对进气道的总压恢复及捕获流量的不利影响，理论上此时的泄流量应尽可能减小。实际情况下，压缩面两侧始终处于连通状态，导致了泄流不可避免地会存在。不过，此时的脱体激波处于泄流缝的下游，位于泄流缝上方的气流仅经过了压缩面斜激波及弱压缩波的初步增压，这决定了实际形成的泄流量极为有限，从而保证了进气道正常工作时的气动性能不致于明显降低。

而当进气道突然进入到深度亚临界状态且可能发生流动振荡现象时，维持进气道流场的稳定则成为当前最为迫切的需求。在此种情形下，压缩面泄流会随着结尾激波的前移而大幅增加，并从如下三个层面对进气道稳定性自行进行综合调控：其一，以分布式泄流的方式排除结尾激波上游的近壁低能气流，预先提升边界层抵抗逆压梯度的能力；其二，在结尾激波下方形成高强度的泄流以抑制流动分离的形成，从根源上阻止大幅流动振荡的形成；其三，利用脱体激波产生的显著压升在下游产生高强度泄流，从而避免进出口流通能力因下游壅塞而失衡。值得一提的是，随着进气道亚临界程度的加剧，泄流量会因结尾激波的前移、放气面积的增大而增多，对喘振的控制力度也会随之增强。

概括地来讲，本发明的基本原理就是利用外压式超声速进气道自身的流动特点，引入一股可自行调节的压缩面泄流来进行流动分离控制和流量再平衡。

结合上述方案的实现原理说明，可以再次归纳得知，本发明的主要优点如下：

巧妙地利用脱体激波位置改变所带来的压差变化和泄流区变化，在流道上游建立了一个可随工况自适应变化的旁路泄流通道，从而对激波/边界层干扰进行了有效控制以及对进出口流量的有效平衡，在此基础上无需使用额外的几何调节机构及喘振预警系统便可在全工况范围内实现对进气道喘振的高效抑制。

附图说明

图1是临界状态下外压式进气道气动式自适应喘振控制方法结构示意图。

图2是亚临界状态下外压式进气道气动式自适应喘振控制方法结构示意图。

图中各标记为：1表示进气道唇罩，2表示封口正激波，3表示外压斜激波，4表示分布式泄流缝，5表示外压缩面，6表示进气道主体，7表示独立集气腔，8表示限流喉道，9表示脱体激波，10表示大气环境。

具体实施方式

请参阅图1至图2所示，本发明公开一种超声速进气道，且该超声速进气道具有自适应喘振抑制的功能。该进气道包括进气道主体6、位于进气道主体6外侧的进气道唇罩1，所述进气道主体6及进气道唇罩1之间形成进气道内通道；所述进气道主体6具有外压缩面5；所述外压缩面5上具有分布式泄流缝4；进气道主体的内部设有位于独立集气腔7及自独立集气腔7向与外压缩面5相反方向延伸且与贯穿进气道主体6的限流喉道8，该限流喉道8将独立集气腔7与进气道主体6外部，即大气环境10连通。所述泄流缝4与独立集气腔7也连通。

通过上述结构，当进气道工作时，进气道面对的来流经过外压缩面5压缩后，进气道内外的压差不同，低能流通过所述泄流缝4流进独立集气腔7进行收集和掺混，并通过所述限流喉道8排入大气环境10。

更为具体的，应保证所述分布式泄流缝4流向宽度较小、分布范围覆盖亚临界状态下的脱体激波运动区间。同时，为了尽可能减小泄流对于进气道稳定工作状态下气动性能的不利影响，并实现对非正常工况工作时喘振现象的及时抑制，靠近进气道内通道的最后一条泄流缝位于封口正激波2之前。

所述限流喉道8的流通面积小于所述独立集气腔7对应的所有泄流缝4的总流通面积，并且根据实际需求的泄流量确定所述限流喉道8的大小，以此起到限制最大泄流量的作用。

由于进气道内外的压差不同，可以在保证所述进气道主体6中外压缩面5处结构强度的前提下，以任意合适的方向布置所述分布式泄流缝4、独立集气腔7以及限流喉道8。

以下给出一个具体实施例的设置及试验结论：

选取一外压式二元超声速进气道为研究对象，假设进气道随飞行器零攻角飞行，飞行马赫数为2.0，飞行高度为13km。在进气道出口增加节流锥，并利用CFD数值计算研究分析，发现未设置自适应喘振抑制控制措施的进气道在额定和超额定工况下的亚临界稳定边界为TR＝53.7％，同时进气道不起动过程中出现大喘现象。

在原型进气道的基础上，采用气动式自适应喘振抑制措施，在所述外压缩面5上开设泄流缝共15个，共有3个独立集气腔与之相联，每5个泄流缝对应一个限流喉道，并且泄流缝、独立集气腔及限流喉道与外压缩面的夹角为90°。利用CFD数值计算研究分析，发现进气道在额定和超额定工况下的亚临界稳定边界分别拓宽至TR＝86.4％和TR＝73.7％，而且进气道大喘现象消失。同时，在临界工作状态下因压差引起的自然泄流不足进气道流量的1％，且由此引起的主要气动参数的下降不超过0.4％。

Claims (6)

1.一种外压式超声速进气道，其特征在于：包括进气道主体、位于进气道主体外侧的进气道唇罩，所述进气道主体及进气道唇罩之间形成进气道内通道；所述进气道主体具有外压缩面；所述外压缩面上具有若干平行排列的泄流缝；进气道主体的内部设有位于独立集气腔及自独立集气腔向与外压缩面相反方向延伸且与贯穿进气道主体的限流喉道，该限流喉道将独立集气腔与进气道主体外部连通；所述泄流缝与独立集气腔连通。

2.如权利要求1所述的外压式超声速进气道，其特征在于：所述独立集气腔设有若干个并且在进气道主体内朝进气道内通道方向由远及近的依次排列，每个独立集气腔均与对应的若干泄流缝连通。

3.如权利要求2所述的外压式超声速进气道，其特征在于：所述外压缩面上开设泄流缝共15个，独立集气腔设有3个，每5个泄流缝对应连通一个限流喉道。

4.如权利要求3所述的外压式超声速进气道，其特征在于：泄流缝的中轴线、独立集气腔的中轴线及限流喉道的中轴线与外压缩面的夹角均为90°。

5.如权利要求1所述的外压式超声速进气道，其特征在于：所述靠近进气道内通道的最后一条泄流缝位于封口正激波之前。

6.如权利要求1所述的外压式超声速进气道，其特征在于：所述限流喉道的流通面积小于所述独立集气腔对应的若干泄流缝的总流通面积。