CN112648078B - 一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法 - Google Patents

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Abstract

本申请属于航空航天飞行器气动设计领域，特别涉及一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法。包括步骤一、根据进气道起动内收缩比确定唇罩位置；步骤二、确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域，并在放气开孔区域开设相互对应的放气孔；步骤三、通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态；步骤四、验证滑动组合机构调节后的进气道能实现起动后，通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态，若进气道能实现起动，则完成设计，若否，则返回步骤一。本申请能够降低高马赫数混压进气道的起动马赫数，改善进气道在低马赫数条件下的起动性能，拓宽进气道的工作下限。

Description

一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法
技术领域
本申请属于航空航天飞行器气动设计领域，特别涉及一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法。
背景技术
进气道的不起动问题一般分为“硬”不起动和“软”不起动两种。导致进气道“硬”不起动的因素主要源于进气道几何设计问题，为了实现进气道设计点性能高需要内收缩比尽可能大。由Kantrowitz起动限制理论，内收缩比与起动性能成反比，因此为了兼顾起动性能和气动性能，需要采用变几何的方式实现内收缩比变化。国内外已提出的变几何方案，如唇罩平移、唇罩转动、进气道喉道高度调节等，均面临着调节机构复杂，调节载荷大，工程实现性差的问题。导致进气道“软”不起动的因素主要源于内管道的流动问题，即激波附面层干扰导致流动分离问题。主要体现在内管道唇罩激波与压缩壁面的附面层干扰在喉道附近形成大规模流动分离，分离包形成的气动型面使理论上的内流最小流通面积变小，即使得“气动内收缩比”增大，因此进气道发生不起动现象。现有的解决软不起动方法主要靠在压缩壁面开附面层抽吸孔/槽，孔/槽的放气面积不可调，高马赫数巡航状态下将造成较大的放气损失，且高马赫数下放气孔/槽内流速较低，气流温度高，长时间巡航时，将造成严重的放气孔/槽热防护问题。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，包括：
步骤一、根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比，并根据所述进气道起动内收缩比确定唇罩位置；
步骤二、根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域，并在所述喉道内侧板的放气开孔区域以及所述喉道外侧板的放气开孔区域开设相互对应的放气孔；
步骤三、通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态；
步骤四、验证滑动组合机构调节后的进气道能实现起动后，通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态，若进气道能实现起动，则完成设计，若否，则返回步骤一。
可选地，步骤一中，所述根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比包括：
根据Kantrowitz起动极限理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A1/A2)Kantrowitz：
Figure GDA0003194832420000021
根据等熵压缩起动理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A1/A2)Isentropic：
Figure GDA0003194832420000022
进气道起动内收缩比A2/A1：
A2/A1＝a*(A2/A1)Kantrowitz+b*(A2/A1)Isentropic
其中，A1为进气道唇罩进口面积，A2为喉道面积，Ma1为进气道唇罩入口马赫数，γ为比热比，a、b为权重系数，且a+b＝1。
可选地，步骤二中，所述根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域包括：
所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的高度为喉道高度，宽度为进气道进口宽度的0.5倍，放气开孔区域的前缘靠近喉道位置。
可选地，步骤二中，所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的放气孔开孔率
Figure GDA0003194832420000023
取15％～30％。
可选地，所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的开孔形状为平行四边形，平行四边形的锐角α为40°～60°。
可选地，所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的开孔的一组平行边与喉道气流方向一致。
可选地，步骤三中，所述通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态时，调节距离最大不超过一个放气孔开孔间距。
可选地，步骤四中，在通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态后，调节喉道放气孔为关闭或最大放气量不超过2％的状态。
可选地，步骤四中，通过数值模拟对进气道进行验证。
可选地，步骤四中，通过风洞试验对进气道进行验证。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，能够降低高马赫数混压进气道的起动马赫数，改善进气道在低马赫数条件下的起动性能，拓宽进气道的工作下限。
附图说明
图1是本申请一个实施方式的滑动组合控制高马赫数混压进气道调节前示意图；
图2是本申请一个实施方式的滑动组合控制高马赫数混压进气道调节后示意图；
图3是本申请一个实施方式的组合滑动控制前进气道低马赫数流场数值模拟图；
图4是本申请一个实施方式的组合滑动控制后进气道低马赫数流场数值模拟图；
图5是本申请一个实施方式的组合滑动控制前进气道反压扰动流场数值模拟图；
图6是本申请一个实施方式的组合滑动控制后进气道反压扰动流场数值模拟图。
其中：
1-滑动可调矩形前唇罩；2-固定后唇罩；3-喉道内侧板；4-喉道外侧板。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，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，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图6对本申请做进一步详细说明。
本申请提供了一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，包括以下步骤：
步骤一、根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比，并根据进气道起动内收缩比确定唇罩位置；
步骤二、根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域，并在喉道内侧板的放气开孔区域以及喉道外侧板的放气开孔区域开设相互对应的放气孔；
步骤三、通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态；
步骤四、验证滑动组合机构调节后的进气道能实现起动后，通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态，若进气道能实现起动，则完成设计，若否，则返回步骤一。
滑动组合控制高马赫数混压进气道，其包括滑动可调矩形前唇罩1、固定后唇罩2、喉道内侧板3、喉道外侧板4，控制滑动可调矩形前唇罩1以及喉道外侧板4运动的作动机构，滑动可调矩形前唇罩1为一块内部设有直线运动轴的实体曲面板或直面板，两侧设有滑动轴承，滑动轴承在滑动可调矩形前唇罩1与机体连接面的直线导轨中实现滑动，滑动可调矩形前唇罩1后部与固定后唇罩2采用套接形式连接，滑动可调矩形前唇罩1向后移动时，其后部可嵌入固定后唇罩2的内部，实现滑动可调矩形前唇罩1的伸缩滑动，从而实现进气道入口高度的调节，固定后唇罩2与机体采用螺栓或销连接固定，喉道外侧板4设置有多个放气孔，喉道内侧板3也设置相对应的多个放气孔，通过喉道外侧板4滑动调节，可实现喉道外侧板4的放气孔与喉道内侧板3的放气孔完全遮挡至完全重合的调节，从而实现喉道放气面积的调节。滑动可调矩形前唇罩1和喉道外侧板4通过联动作动机构实现滑动调节，作动机构可以设置在喉道固定后唇罩3内部或机体内部。
本申请的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，步骤一中，首先根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比，其中，根据Kantrowitz起动极限理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A1/A2)Kantrowitz：
Figure GDA0003194832420000051
根据等熵压缩起动理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A1/A2)Isentropic：
Figure GDA0003194832420000052
设计的进气道起动内收缩比位于Kantrowitz起动限制和等熵曲线之间，进气道起动内收缩比A2/A1：
A2/A1＝a*(A2/A1)Kantrowitz+b*(A2/A1)Isentropic
其中，A1为进气道唇罩进口面积，A2为喉道面积，Ma1为进气道唇罩入口马赫数，γ为比热比，γ取1.4，a、b为权重系数，且a+b＝1。根据经验，b建议取值在0.65～0.8之间。
本申请的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，步骤二中，根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板3以及喉道外侧板4的放气开孔区域，并在喉道内侧板3的放气开孔区域以及喉道外侧板4的放气开孔区域开设相互对应的放气孔。在本申请的一个实施方式中，喉道内侧板3以及喉道外侧板4的放气开孔区域的高度为喉道高度，宽度为进气道进口宽度的0.5倍，放气开孔区域的前缘靠近喉道位置。放气孔开孔率
Figure GDA0003194832420000061
取15％～30％，即放气孔总面积占喉道内外侧板放气开孔区域面积的15％～30％。开孔放气效率根据经验一般为0.2～0.3，因此可实现捕获流量3％～9％左右的放气量。有利的是，本实施例中，喉道内侧板3以及喉道外侧板4的放气开孔区域的开孔形状为平行四边形，平行四边形的一组平行边与喉道气流方向一致，同时建议取平行四边形的短边与滑动方向平行，可实现放气面积快速调节，平行四边形的锐角α取值建议在40°～60°之间，实际应用时可通过仿真和试验进一步优化该角度的具体数值。可以理解的是，在高马赫数巡航设计点状态，喉道放气孔为关闭状态。当隔离段下游燃烧室不稳定造成反压前传至喉道时，通过向后滑动滑动可调矩形前唇罩1以及喉道外侧板4，使喉道放气孔为完全打开，即可通过喉道放气提高进气道稳定工作裕度，且最大滑动距离仅为临近开孔间距。燃烧不稳定消失后向前移动至关闭状态，可消除高马赫数巡航状态喉道放气管路的热载荷。
本申请的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，根据步骤一得到唇罩位置后，通过组合滑动机构，同步向后调整前唇罩和喉道外侧板4，使喉道放气孔为完全打开状态，该调整距离最大不超过一个孔间距，通过合理设计孔间距，可使进气道内收缩比几乎不变。在低马赫数状态下，若进气道无法实现起动，则通过组合滑动调节，向后移动整数倍的开孔间距，直至进气道实现起动。由于开孔间距较小，滑动调节唇罩改变几何内收缩比提高起动性能的同时，附加了喉道放气能力。因此相比单纯平移唇罩方法，可以显著减小平移距离，效率更高。同时，由于平移造成的唇口激波向后移动，喉道放气孔也改善了因此产生的激波与喉道附面层干扰。
本申请的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，通过数值模拟或风洞试验，验证滑动组合调节后的进气道能否在进气道实现起动后，反向滑动恢复为设计内收缩比状态，且调节喉道放气孔为关闭或最大放气量不超过2％。若进气道仍处于起动状态则设计完成，若不能，调整唇罩入口面积A1或喉道放气孔相关设计参数，重复上述设计步骤，完成进气道设计。
本申请的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，在不改变进气道主要压缩特征的前提下，可以全速域线性控制进气道喉道放气比例，改善内流性能，控制逻辑简单且控制精度高。同时，在高马赫数巡航设计状态，若进气道下游燃烧室不稳定造成隔离段内激波串前传至喉道时，也通过滑动组合调节显著提高进气道抗反压能力，提高进气道的稳定工作裕度。本申请既能解决进气道低马赫数面临的“硬”不起动问题，又能兼顾解决高马赫工作面临的“软”不起动问题，从而全面提高进气道的起动性能，并在高马赫数巡航状态提高进气道的稳定工作裕度，实现进气道宽速域高性能工作。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，包括：
步骤一、根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比，并根据所述进气道起动内收缩比确定唇罩位置，该进气道起动内收缩比定义为设计内收缩比；
步骤二、根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域，并在所述喉道内侧板的放气开孔区域以及所述喉道外侧板的放气开孔区域开设相互对应的放气孔；
步骤三、通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态；
步骤四、验证滑动组合机构调节后的进气道能实现起动后，通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态，若进气道能实现起动，则完成设计，若否，则返回步骤一，调整进气道唇罩进口面积或喉道放气孔设计参数，重复上述设计步骤，完成进气道设计。
2.根据权利要求1所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤一中，所述根据Kantrowitz起动限制以及等熵曲线确定进气道起动内收缩比包括：
根据Kantrowitz起动极限理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A1/A2)Kantrowitz：
Figure FDA0003194832410000011
根据等熵压缩起动理论公式计算得到低马赫数的内收缩比(A1/A2)Isentropic：
Figure FDA0003194832410000012
进气道起动内收缩比A2/A1：
A2/A1＝a*(A2/A1)Kantrowitz+b*(A2/A1)Isentropic
其中，A1为进气道唇罩进口面积，A2为喉道面积，Ma1为进气道唇罩入口马赫数，γ为比热比，a、b为权重系数，且a+b＝1。
3.根据权利要求1所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤二中，所述根据进气道喉道位置以及喉道后隔离段长度确定喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域包括：
所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的高度为喉道高度，宽度为进气道进口宽度的0.5倍，放气开孔区域的前缘靠近喉道位置。
4.根据权利要求3所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤二中，所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的放气孔开孔率
Figure FDA0003194832410000021
取15％～30％。
5.根据权利要求4所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的开孔形状为平行四边形，平行四边形的锐角α为40°～60°。
6.根据权利要求5所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，所述喉道内侧板以及喉道外侧板的放气开孔区域的开孔的一组平行边与喉道气流方向一致。
7.根据权利要求6所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤三中，所述通过组合滑动机构同步向后调节唇罩以及喉道外侧板，使得喉道放气孔为完全打开状态时，调节距离最大不超过一个放气孔开孔间距。
8.根据权利要求7所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤四中，在通过滑动组合机构反向调节，恢复为设计内收缩比状态后，调节喉道放气孔为关闭或最大放气量不超过2％的状态。
9.根据权利要求8所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤四中，通过数值模拟对进气道进行验证。
10.根据权利要求8所述的高马赫数混压进气道滑动组合控制不起动方法，其特征在于，步骤四中，通过风洞试验对进气道进行验证。
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113464280B (zh) * 2021-07-29 2022-05-24 南京航空航天大学 一种基于泄流缝开关可控的进气道及方法

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102705081A (zh) * 2012-05-23 2012-10-03 南京航空航天大学 二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式
CN203892023U (zh) * 2014-04-18 2014-10-22 南京航空航天大学 矩形截面高超声速变几何进气道
CN104863715A (zh) * 2015-04-16 2015-08-26 南京航空航天大学 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
CN106021831A (zh) * 2016-07-26 2016-10-12 厦门大学 自适应连通逆向回流槽进气道设计方法
CN106225606A (zh) * 2016-07-29 2016-12-14 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种超声速进气道附面层控制装置
CN107191273A (zh) * 2017-06-15 2017-09-22 南京航空航天大学 一种刚性/柔性组合调节的连续可调进气道及控制方法
CN107575309A (zh) * 2017-08-07 2018-01-12 南京航空航天大学 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法
CN109236472A (zh) * 2018-11-27 2019-01-18 北京航空航天大学 一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9109864B2 (en) * 2012-11-02 2015-08-18 Christopher V. Beckman Missile with mid-flight oxidizer charging

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102705081A (zh) * 2012-05-23 2012-10-03 南京航空航天大学 二元高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式
CN203892023U (zh) * 2014-04-18 2014-10-22 南京航空航天大学 矩形截面高超声速变几何进气道
CN104863715A (zh) * 2015-04-16 2015-08-26 南京航空航天大学 一种矩形进口二元高超声速变几何进气道、其设计方法以及工作方法
CN106021831A (zh) * 2016-07-26 2016-10-12 厦门大学 自适应连通逆向回流槽进气道设计方法
CN106225606A (zh) * 2016-07-29 2016-12-14 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种超声速进气道附面层控制装置
CN107191273A (zh) * 2017-06-15 2017-09-22 南京航空航天大学 一种刚性/柔性组合调节的连续可调进气道及控制方法
CN107575309A (zh) * 2017-08-07 2018-01-12 南京航空航天大学 一种高性能矩形双通道外并联tbcc进气道及设计方法
CN109236472A (zh) * 2018-11-27 2019-01-18 北京航空航天大学 一种适应宽广马赫数飞行的轴对称变几何双模态进气道

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