CN110594022A - 侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道，该进气道主体包括唇罩、压缩面、对称的两个侧板；所述唇罩与两个对称侧板以及压缩面之间形成气流内通道；所述两个侧板均对称设置有溢流缝隙，所述溢流缝隙沿着压缩面方向。该超声速二元进气道通过在侧板上设置溢流缝隙，利用进气道内外的气流压差，将侧板与压缩面交界的角区、侧板边界层的低速流排出进气道侧板外。提高进气道的总压恢复系数和流量系数，改善进气道内流场的结构。

Description

侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，是一种超声速二元进气道。

背景技术

超声速进气道利用激波对高速气流进行减速、增压，它将高速来流的部分动能转变成气体的压力能，为发动机后续部件提供满足流量需求、流场需求的低速高压气体。超声速进气道设计时,要求以尽可能小的总压损失向下游部件提供满足一定流场品质和流量要求的高品质空气，通常通过总压恢复系数、流量系数等性能参数来评价超声速进气道性能的好坏。

气流在沿着壁面流动过程中，由于粘性效应，在近壁面上产生边界层并沿着气流方向不断发展。在进气道中，由于三维效应，气流在侧板与压缩面形成的角区容易形成低能流汇聚区，这就是气流在角区的分离失速。此外，在超声速进气道的内流场中还存在扫掠激波边界层干扰，加剧了低能流在角区的堆积，使角区低能流变厚，这不仅严重影响流入进气道气流的均匀程度，还降低了进气道抵抗反压的能力。因此，减弱角区低能流、减薄壁面边界层问题成为研究超声速进气道内流场的重点之一。

目前国内外对超声速二元进气道边界层控制方面的研究，主要集中在对进气道内唇口入射激波与压缩面边界层干扰的控制，这是因为唇口强入射激波与压缩面边界层干扰现象较为突出，容易导致明显的边界层分离，研究人员对其做了很多研究，如在进气道压缩面使用泄流、边界层抽吸、被动吹吸控制；唇罩使用可变唇口结构等，用以减弱激波边界层干扰对进气道的影响，改善流场结构。然而近些年来对超声速二元进气道的侧壁边界层、角区低速区的相关研究较少。

发明内容

发明目的：为了改善进气道内流场，减弱角区低速流的堆积、减薄侧板边界层，本发明提供一种超声速二元进气道，进一步提高进气道的总压恢复系数和流量系数。

技术方案：为实现上述目的，本发明提供以下技术方案。

一种侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道，包括唇罩、压缩面、对称的两个侧板；所述唇罩与两个对称侧板以及压缩面之间形成的气流内通道，所述两个侧板上均对称设置有贯穿该侧板的溢流缝隙，该溢流缝隙将侧板的内侧及外侧连通，所述溢流缝隙沿着压缩面方向延伸。

有益效果：本发明通过在进气道的侧板设置溢流缝隙，利用进气道与外界大气之间存在气流压差，将侧板与压缩面交界的角区以及侧板边界层的低速流排出进气道侧板外，使进气道内流场在侧板处和角区的边界层低速区变薄变弱，减弱侧板低速区以及侧板与压缩面、唇罩交界的角区的低速区对进气道内流场的影响。与在进气道其他壁面位置设置溢流缝隙或者泄流槽对比，在侧板以及角区开设溢流缝隙能够有效提高进气道流量系数以及总压恢复系数，改善进气道内流场，以提高进气道的性能。

此外，所述侧板前缘的棱边，由所述唇罩前缘与所述进气道压缩面的前缘相连，所述溢流缝隙在侧板上自侧板前部延伸至进气道进口位置。

所述压缩面包括依次向后相接排布的至少两级压缩面，在侧板底部设置溢流缝隙，在侧板中上部设置溢流缝隙，所述底部溢流缝隙位于侧板与压缩面的交界处与压缩面平行，上部溢流缝隙位于侧板顶部与底部溢流缝隙之间。

附图说明

图1是本发明超声速二元进气道的剖面结构示意图；

图2-1是原型超声速二元进气道距离侧壁面5mm处等马赫数线截面图；

图2-2是验证实验一中侧板具有溢流缝隙超声速二元进气道距离侧壁面5mm处等马赫数线截面图；

图2-3是原型超声速二元进气道距离侧壁面15mm处等马赫数线截面图；

图2-4是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道距离侧壁面15mm处等马赫数线截面图；

图2-5是原型超声速二元进气道距离侧壁面25mm处等马赫数线截面图；

图2-6是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道距离侧壁面25mm处等马赫数线截面图；

图2-7是原型超声速二元进气道距离压缩面前缘200mm处等马赫数云图；

图2-8是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道距离压缩面前缘200mm处等马赫数云图；

图2-9是原型超声速二元进气道距离压缩面前缘250mm处等马赫数云图；

图2-10是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道距离压缩面前缘250mm处等马赫数云图；

图2-11是原型超声速二元进气道距离压缩面前缘300mm处等马赫数云图；

图2-12是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道距离压缩面前缘300mm处等马赫数云图；

图2-13是原型超声速二元进气道AA截面处等马赫数云图；

图2-14是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道AA截面处等马赫数云图；

图2-15是原型超声速二元进气道在喉道处等马赫数云图；

图2-16是验证实验一中侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道在喉道处等马赫数云图；

图3是验证实验二中底部溢流缝隙宽度变化时进气道流量系数的变化情况；

图4是验证实验二中底部溢流缝隙宽度变化时进气道总压恢复系数的变化情况。

具体实施方式

接下来，结合附图对本发明做进一步说明。

如图1所示，一种侧板的超声速二元进气道，包括对称的两个侧板2、压缩面3、唇罩7；所述侧板2、唇罩7与压缩面3之间构成内通道5。所述侧板2包括侧板2前缘的前缘棱边1，所述前缘棱边1的一端连接所述唇罩7前缘，另一端与所述压缩面3的前缘上任意一点相连。在本发明案例中，作为优选，所述前缘棱边1的两端分别与所述压缩面3的前缘相切和唇罩7前缘相连。

为了减弱超声速二元进气道角区以及侧壁面边界层对流入进气道内流场的影响，改善进气道内流场，进而提高进气道的流量系数和总压恢复系数。为了保持整个流场的对称性，在所述两个侧板2均对称设置有溢流缝隙。每个侧板2上的溢流缝隙包括底部溢流缝隙6及上部溢流缝隙4。所述底部溢流缝隙6位于侧板2与压缩面3的交界处，并沿着压缩面3与侧板2交接处的交接线型延伸。上部溢流缝隙4位于侧板2顶部与底部溢流缝隙6之间。上部溢流缝隙4包括第一段缝隙41，第二段缝隙42及第三段缝隙43，该第一段缝隙41位于第一级压缩面31上方，第二段缝隙42位于第二级压缩面32上方，第三段缝隙43位于第三级压缩面33上方。该第一段缝隙41与第二段缝隙42之间形成一个钝角，第三段缝隙43末端处于唇口附近与第二段缝隙42之间形成一定的钝角。在本实施方式中，第二段缝隙42向后延伸时逐渐向上远离底部溢流缝隙6。

由于超声速进气道与外界大气之间存在气流压差，所述上部溢流缝隙4、底部溢流缝隙6可以在保证侧板2结构强度的前提下，以一定长度、一定宽度、一定数量设置在所述侧板2的任意位置，均能实现排出侧板2边界层以及侧板2与压缩面3交界的角区低能量流的目的。将上部溢流缝隙4设置在侧板2边界层厚度最大的区域，能够使得侧板2的边界层达到最佳的排出效果。

此外，为了达到最佳效果，所述上部溢流缝隙4末端终止于唇罩7前缘唇罩附近、底部溢流缝隙6末端终止于唇罩7前缘唇罩在压缩面3的投影位置附近。

接下来，为了验证本发明，设计如下验证实验一。原型超声速二元进气道采用设计工作状态为Ma＝3.5的四波系超声速二元进气道。此超声速二元进气道的压缩面3设置了相互连接的三个压缩楔面，三个压缩角分别为9°、10.3°和11.9°，此时理论斜激波正好封口与外壁面7前缘唇罩。该原型超声速二元进气道在未开设溢流缝隙的性能参数见下表1。

表1原型超声速进气道喉道截面的性能参数

	Ma3.5
		流量系数	94.64％
总压恢复系数	70.46％

验证实验一，是在原型超声速二元进气道的两个侧板2上设置宽度都为3mm的上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6。在Ma＝3.5的设计工作状态下，在如图1所示位置开设上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6后该进气道喉道截面流量系数为95.43％，总压恢复系数为72.57％。与原型超声速二元进气道相比，流量系数提高了0.79％；总压恢复系数提高了2.11％。

进一步参考图2-1至图2-6，分别为原型超声速二元进气道和侧板2开设上部溢流缝隙4、底部溢流缝隙6的超声速二元进气道，在距离侧板2为5mm、15mm、25mm的三个位置处等马赫数线截面图；图2-7至图2-14，分别为原型超声速二元进气道和侧板2开设上部溢流缝隙4、底部溢流缝隙6的超声速二元进气道在距离压缩面前缘200mm、250mm、300mm处以及A-A截面处等马赫数云图；图2-15至图2-16，分别为原型超声速二元进气道和侧板2开设上部溢流缝隙4、底部溢流缝隙6的超声速二元进气道在喉道处矢量等马赫数云图。对比可知，开设上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6的超声速二元进气道相比原型超声速二元进气道在距离侧板5mm位置处受到的侧板边界层影响已经明显减弱；在距离侧板15mm处，开设上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6的超声速二元进气道的进气道受侧板边界层的影响继续减弱，第二道与第三道激波基本成型；在距离侧板25mm处，受侧板边界层的影响已经非常微弱；由图2-7至图2-14可以看出，开设上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6的超声速二元进气道相比原型超声速二元进气道在侧板2边界层以及侧板2与压缩面3交界的角区，唇罩7与侧板2交界的角区的低能量流减弱非常明显；由图2-15至图2-16可以看出，开设上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6的超声速二元进气道喉道截面的流场相比原型超声速二元进气道的更加均匀，分离减小。

所以，验证实验一可以证明，本发明在超声速二元进气道的侧板2上开设上部溢流缝隙4和底部溢流缝隙6能够实现将边界层和角区低速流排出至侧板2外部，使得侧板2处内通道表面的边界层变薄，侧板2与压缩面3交界的角区、唇罩7与侧板2交界的角区的低能量流减弱，从而改善进气道内流场，提高进气道的流量系数和总压恢复系数。

为了验证本发明的各优选实施方案，以下验证实验二中，将上部溢流缝隙4宽度固定，改变底部溢流缝隙6的开缝宽度d＝2mm，3mm，4mm，5mm，其中d＝0mm时即为底部未开溢流缝隙的型面。

上述五种开缝宽度下，超声速二元进气道流量系数和总压恢复系数如图3、图4所示。图中所示，在侧板2开缝后，总压恢复系数随着底部溢流缝隙6开缝宽度的增加逐渐增加，流量系数随着底部溢流缝隙6开缝宽度的增加呈现先增加后减小的趋势，当底部溢流缝隙6开缝宽度处于2mm-4mm之间时，流量系数都比原型型面有所提高。总的来说，底部溢流缝隙6开缝宽度在2～5mm时，都有助于提高进气道的总压恢复系数和流量系数，改善进气道的内流场结构。

上述优选实施方案并非用以限制本发明专利保护范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均包含于本发明的专利范围中。

Claims (6)

1.一种侧板具有溢流缝隙的超声速二元进气道，包括唇罩、压缩面、对称的两个侧板；所述唇罩与两个对称侧板以及压缩面之间形成气流内通道，其特征在于，所述两个侧板上均对称设置有贯穿该侧板的溢流缝隙，该溢流缝隙将侧板的内侧及外侧连通，所述溢流缝隙沿着压缩面方向延伸。

2.根据权利要求1所述的超声速二元进气道，其特征在于，所述侧板前缘的棱边，由所述唇罩前缘与所述进气道压缩面的前缘相连，所述溢流缝隙在侧板上自侧板前部延伸至进气道进口位置。

3.根据权利要求1或2所述的超声速二元进气道，其特征在于，所述压缩面包括依次向后相接排布的至少两级压缩面，每个侧板上的溢流缝隙包括底部溢流缝隙及上部溢流缝隙，所述底部溢流缝隙位于侧板与压缩面的交界处，并沿着压缩面与侧板交接处的交接线型延伸。

4.根据权利要求3所述的超声速二元进气道，其特征在于，所述压缩面包括三级压缩面，上部溢流缝隙位于侧板顶部与底部溢流缝隙之间，上部溢流缝隙包括第一段缝隙、第二段缝隙及第三段缝隙，该第一段缝隙位于第一级压缩面上方，第二段缝隙位于第二级压缩面上方，该第一段缝隙与第二段缝隙之间形成一个钝角，第三段缝隙位于第三级压缩面上方，末端处于唇口附近与第二段缝隙之间形成一定的钝角。

5.根据权利要求4所述的超声速二元进气道，其特征在于，上部溢流缝隙的位置由侧板沿流向不同截面上边界层最厚位置的点连接确定。

6.根据权利要求1～5中任一所述的超声速二元进气道，其特征在于，所述上部溢流缝隙的宽度为3mm，底部溢流缝隙的宽度在2～5mm之间。