CN110030112A - 具有双设计点的定几何轴对称进气道 - Google Patents

具有双设计点的定几何轴对称进气道 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种具有双设计点的定几何轴对称进气道，通过不同单设计点组合构成双设计点定几何进气道。其中在同一压缩型面下，利用不同设计点唇罩位置不同，构建前后交错的唇口实现双设计点进气道设计。在前后交错的唇口作用下，低来流马赫数时，进气道易于实现自起动，而高来流马赫数时，可以有效改善由于前体激波入射至唇口内所引起的流动分离现象；该设计方案可以使进气道实现宽马赫数范围工作，且有较高性能。本发明结构简单，易于实现。

Description

具有双设计点的定几何轴对称进气道
技术领域
本发明涉及吸气式超声速/高超声速飞行器设计领域，具体涉及的是飞行器上使用的一种进气道。
背景技术
冲压发动机是吸气式超声速/高超声速飞行器推进系统的首选，进气道作为冲压发动机的一个重要部件，其功用是捕获空气并对气流进行压缩，从而向发动机提供所需的流场，其性能和所提供的流场品质，对发动机及整个飞行器的性能具有重要的影响。因此，进气道的设计是冲压发动机的关键技术之一。
在进气道结构的设计和改进中，“设计点”作为必须要考虑的技术指标。可结合参考《冲压发动机原理及技术》一书(徐旭等编著,出版社:北京航空航天大学出版社)一般地，将进气道外压激波系恰好打到外唇罩口所对应的飞行马赫数叫做封口马赫数(或者额定马赫数)，此时的飞行马赫数习惯上被称之为设计点马赫数。在超/高超声速飞行器进气道领域中，进气道设计点是指进气道在某一飞行高度下，飞行马赫数达到封口马赫数，即为进气道处在设计状态下工作。
与飞行器飞行一样，一般来说进气道主要在四种飞行状态下工作，分别是静止或起飞状态、爬高状态、平飞状态(巡航状态)和俯冲状态。进气道设计点一般选择在平飞状态。在一定的飞行范围内，要求进气道设计点的流量系数、总压恢复系数等气动性能均是最优的，对于几何型面不可调的进气道来说为满足设计性能则其他飞行状态的性能会有所损失。因此定几何进气道设计点的选择不同会对其他飞行状态下的进气道气动性能带来较大影响从而影响冲压发动机的推力。
随着对飞行速度的不断追求，对高超声速飞行器的稳定工作范围要求也越来越高。目前，能够满足宽马赫数工作且有较高性能的进气道大都是采用变几何进气道或者是采用复杂的流场控制。这样的进气道往往结构复杂，工艺加工较困难，且可靠性较差。而常规的定几何进气道虽然在设计点具有较高的性能，但在实际飞行中凸显出非设计点性能较低的缺点，且为了满足进气道的自起动性能，定几何进气道的内收缩比通常比较小，这使得进气道的外压缩比较大，从而导致低马赫数下流量系数较低，影响发动机的推力和加速性能；而在高马赫数下由于外压缩段激波交汇于唇口内侧，易造成唇罩附近的附面层发生流动分离，导致进气道总压损失增大，严重时甚至会破坏整个进气道的流场，造成高马赫数下进气道的不起动。
因此为拓宽结构简单的定几何轴对称进气道的工作范围，需要一种新的进气道设计方案来解决上述问题。
发明内容
发明目的：本发明提供了一种具有双设计点的定几何轴对称进气道，能够降低进气道的自起动马赫数，拓宽进气道的工作范围，提高进气道工作性能。
技术方案：为实现上述发明目的，本发明采用如下技术方案。
一种具有双设计点的定几何轴对称进气道，其包括进气道主体，安装在进气道主体外侧的进气道唇罩；所述进气道主体与进气道唇罩之间为进气道内通道，该进气道唇罩包括若干第一设计点唇罩组件及若干第二设计点唇罩组件，且第一设计点唇罩组件共同形成第一设计点唇罩，该第一设计点唇罩对应进气道的第一设计点；第二设计点唇罩组件结构共同形成第二设计点唇罩，该第二设计点唇罩对应进气道的第二设计点；第一设计点唇罩组件与第二设计点唇罩组共用同一压缩型面，且第一设计点唇罩组件与第二设计点唇罩组件一一交替排列并共同围成进气道唇罩；第一设计点唇罩与第二设计点唇罩处的内压缩角的角度相同。
有益效果：本发明通过两个不同设计点唇罩的组合，利用不同设计点封口马赫数的不同，从而兼顾高低马赫数工作性能；与单设计点进气道相比，低来流马赫数时，双设计点进气道可以提高进气道的流量系数，以及降低进气道的自起动马赫数；高来流马赫数时，双设计点进气道可以改善进气道唇罩附近的流动分离，提高进气道的工作性能。
进一步的，设置第一设计点为低设计点，第二设计点为高设计点，第一设计点唇罩向前延伸的长度大于第二设计点唇罩向前延伸的长度。
进一步的，当来流马赫数达到第一设计点马赫数时，第一设计点唇罩处于额定状态，第二设计点唇罩处于亚额定状态；当来流马赫数达到高设计点马赫数时，第一设计点唇罩处于超额定状态，第二设计点唇罩处于额定状态；当来流马赫数再继续增加时，进气道整体进入超额定状态。
进一步的，所述进气道唇罩总共分为8个唇罩组件，包括四个第一设计点唇罩组件及四个第二设计点唇罩组件；第一设计点唇罩扇形角为240°，每个第一设计点唇罩组件扇形角度为60°，第二设计点唇罩扇形角为120°，每个第二设计点唇罩组件扇形角度为30°。
进一步的，该进气道整体结构为轴对称结构，且进气道主体前端为轴对称的锥形，进气道唇罩为围绕该锥形的轴对称环形。
附图说明
图1是一种双设计点进气道三维结构图。
图2是一种双设计点进气道剖面图。
图3(a)是来流马赫数为4.5双设计点进气道低设计点截面流场结构图。
图3(b)是来流马赫数为4.5双设计点进气道高设计点截面流场结构图。
图4(a)是来流马赫数为6.0双设计点进气道低设计点截面流场结构图。
图4(b)是来流马赫数为6.0双设计点进气道高设计点截面流场结构图。
图5是不同设计点进气道不同来流马赫数下的喉道马赫数对比图。
图6是不同设计点进气道不同来流马赫数下的流量系数对比图。
图7是不同设计点进气道不同来流马赫数下的喉道总压恢复系数对比图。
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，本发明公开了一种双设计点轴对称进气道，包括进气道主体1、安装在进气道主体1外侧的进气道不同设计点唇罩，包括第一设计点唇罩2及第二设计点唇罩3；所述进气道主体1与进气道唇罩之间为进气道内通道4。由图1所示，该进气道整体结构为轴对称结构，且进气道主体1前端为轴对称的锥形，进气道唇罩为围绕该锥形的轴对称环形。
该第一设计点唇罩2对应进气道的第一设计点，如图1所示，四块第一设计点唇罩组件共同形成第一设计点唇罩2；该第二设计点唇罩3对应进气道的第二设计点，如图2所示，四块第二设计点唇罩组件共同形成第二设计点唇罩3。第一设计点唇罩组件与第二设计点唇罩组件共用同一压缩型面，且第一设计点唇罩组件与第二设计点唇罩组件一一交替排列并共同围成进气道唇罩。在本实施方式中，设置第一设计点为低设计点，第二设计点为高设计点，第一设计点唇罩2向前延伸的长度大于第二设计点唇罩3向前延伸的长度。不同设计点唇罩处的内压缩角度相同，且共用同一压缩型面，共用同一喉道，其中，喉道为进气道通道内的最小流通横截面。
其中，唇罩由高低设计点组合方式构成，如图1所示，采用“高低设计点组合且第一设计点唇罩2向前延伸的长度大于第二设计点唇罩3向前延伸的长度”这种组合方式的优点是，不仅可以拓宽进气道的工作范围，同时也可以提高进气道的工作性能。该组合方式可以改善激波打进唇罩处所造成的流动分离；当来流马赫数大于设计点马赫数时，前体激波交汇于唇罩内侧，易导致唇罩处发生流动分离，由于该组合方式，高低设计点唇罩位置不同，前体激波交汇所造成的唇罩分离包大小不同，两不同唇罩间存在压力差，故可改善唇罩处的流动分离；采用该组合方式，利用内通道的压力差驱动，还可以降低进气道的自起动马赫数，从而拓宽其工作范围。
另外，不同设计点模块角度对进气道性能有影响，当低设计点模块占比较大时，低来流马赫数时，进气道有较高的流量系数，同时自起动马赫数随之增加；当高设计点模块占比较大时，进气道有较低的自起动马赫数，同时，高来流马赫数时，进气道性能较优。可以根据实际需求进行合理配置。就本实施方式中，当来流马赫数达到第一设计点马赫数时，第一设计点唇罩处于额定状态，第二设计点唇罩处于亚额定状态；当来流马赫数达到高设计点马赫数时，第一设计点唇罩处于超额定状态，第二设计点唇罩处于额定状态；当来流马赫数再继续增加时，进气道整体进入超额定状态。
应用实例
(1)技术指标：
设计的进气道工作范围为Ma2.8～6.0，飞行高度为30km，单设计点马赫数分别为Ma3.2和Ma4.5。.
(2)方案介绍：
设计了一个具有二级压缩面的定几何轴对称进气道，半锥角分别为16°和10°，唇罩内压缩角度为16°。通过对两单设计点Ma3.2和Ma4.5组合，构成双设计点轴对称进气道；第一设计点唇罩2扇形角为240°，每个第一设计点唇罩组件扇形角度为60°，第二设计点唇罩3扇形角为120°，每个第二设计点唇罩组件扇形角度为30°，进气道唇口由第一、第二设计点唇罩相互交错构成。当来流马赫数达到3.2时，低设计点Ma3.2处于额定状态，高设计点Ma4.5处于亚额定状态；当来流马赫数达到4.5时，低设计点Ma3.2处于超额定状态，高设计点Ma4.5处于额定状态；当来流马赫数再增加时，进气道完全处于超额定状态。
(3)双设计点对流场结构影响：
当来流马赫数大于3.2时，低设计点为Ma3.2的唇罩流动处于超额定状态，此时，前体激波会打进唇罩内，从而使唇罩前缘附近出现分离区域；如图3(a)和图3(b)所示，当来流马赫数为4.5时，在低设计点为Ma3.2的唇罩前缘附近存在分离区域，而此时高设计点Ma4.5则处于封口状态，两个唇罩之间有压差，这为低设计点的气流溢流提供了压力驱动，从而改善低设计点Ma3.2唇罩前缘附近的流动分离，减小进气道的流动损失；当来流马赫数进一步增大到6.0时，此时进气道完全处于超额定状态，但从图4(a)和图(b)中可以看出，不同设计点唇罩前缘处的流动分离区域大小明显不同，二者有压力差，低设计点的唇罩前缘分离区气流在压差的驱动下会向高设计点的唇罩前缘分离区流动，从而减缓低设计点唇罩前缘的流动分离。从上述可知，双设计点进气道相比单设计点进气道，可以改善进气道超额定状态下唇罩前缘的流动分离，提高进气道的工作性能。
(4)双设计点对进气道性能影响：
双设计点对进气道性能有较大影响。从图5可以看出，同一压缩型面下，双设计点对气流的压缩程度，介于高低设计点之间，可有效地对气流进行减速扩压；从图6可以看出，与单设计点Ma4.5相比，双设计点大大提高了进气道的流量系数，进而提高进气道的工作性能；从图7可以看出，无论是低来流马赫数还是高来流马赫数，双设计点的喉道总压恢复系数总高于单设计点；这也从侧面说明，在高来流马赫数时，双设计点改善了进气道唇罩前缘附近的流动分离，减小了流动损失，进而提高了喉道处的总压恢复系数。从以下表1可知，双设计点轴对称进气道大大降低了进气道的自起动马赫数，从而拓宽了进气道的工作范围。
Ma3.2 Ma4.5 Ma3.2 and Ma4.5
自起动马赫数 3.3 2.8 2.85
表1不同设计点进气道的自起动马赫数
综上所述，双设计点进气道不仅可以拓宽进气道的工作范围，而且还可以提高进气道的工作性能，故该设计方案是可行的。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出在不脱离本发明的构思前提下，还可以做出若干推演或替代，这些推演或替代都应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种具有双设计点的定几何轴对称进气道，其包括进气道主体，安装在进气道主体外侧的进气道唇罩；所述进气道主体与进气道唇罩之间为进气道内通道，其特征在于：该进气道唇罩包括若干第一设计点唇罩组件及若干第二设计点唇罩组件，且第一设计点唇罩组件共同形成第一设计点唇罩，该第一设计点唇罩对应进气道的第一设计点；第二设计点唇罩组件结构共同形成第二设计点唇罩，该第二设计点唇罩对应进气道的第二设计点；第一设计点唇罩组件与第二设计点唇罩组共用同一压缩型面，且第一设计点唇罩组件与第二设计点唇罩一一交替排列并共同围成进气道唇罩；第一设计点唇罩与第二设计点唇罩处的内压缩角的角度相同。
2.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于：设置第一设计点为低设计点，第二设计点为高设计点，第一设计点唇罩向前延伸的长度大于第二设计点唇罩向前延伸的长度。
3.根据权利要求2所述的进气道，其特征在于：当来流马赫数达到第一设计点马赫数时，第一设计点唇罩处于额定状态，第二设计点唇罩处于亚额定状态；当来流马赫数达到高设计点马赫数时，第一设计点唇罩处于超额定状态，第二设计点唇罩处于额定状态；当来流马赫数再继续增加时，进气道整体进入超额定状态。
4.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于：所述进气道唇罩总共分为8个唇罩组件，包括四个第一设计点唇罩组件及四个第二设计点唇罩组件；第一设计点唇罩总扇形角为240°，每个第一设计点唇罩组件扇形角度为60°，第二设计点总唇罩扇形角为120°，每个第二设计点唇罩组件扇形角度为30°。
5.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于：该进气道整体结构为轴对称结构，且进气道主体前端为轴对称的锥形，进气道唇罩为围绕该锥形的轴对称环形。
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