CN113074048B - 一种高超声速连续可调放气通道设计方法 - Google Patents
一种高超声速连续可调放气通道设计方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN113074048B CN113074048B CN202110290286.1A CN202110290286A CN113074048B CN 113074048 B CN113074048 B CN 113074048B CN 202110290286 A CN202110290286 A CN 202110290286A CN 113074048 B CN113074048 B CN 113074048B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air
- channel
- blade
- hypersonic
- valve
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 25
- 230000000740 bleeding effect Effects 0.000 title claims abstract description 21
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims abstract description 7
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims abstract description 7
- 238000005192 partition Methods 0.000 claims description 16
- 230000008602 contraction Effects 0.000 claims description 7
- 238000009434 installation Methods 0.000 claims description 7
- 238000002955 isolation Methods 0.000 claims description 7
- 230000000903 blocking effect Effects 0.000 claims description 3
- 238000007599 discharging Methods 0.000 claims description 3
- 230000000149 penetrating effect Effects 0.000 claims 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000009413 insulation Methods 0.000 description 1
- 238000011084 recovery Methods 0.000 description 1
- 238000002407 reforming Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
- F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
- F02C7/057—Control or regulation
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
本发明公开了一种适用于高超声速连续可调放气通道的设计方法。根据进气道压缩面型面和管道下壁面的空间约束以及放气入口面积，确定放气通道的横截面面积和几何形状；由放气通道的几何形状、叶片轴的几何约束以及最大限度降低放气通道内气流流动阻力等因素确定叶片的几何形状。本发明方法简单便捷、普适性强；一套驱动机构可以同时调节多个放气腔体的放气流量；可以实现放气流量从0到最大的无极调节，拓宽进气道的工作范围，提高进气道的稳定工作裕度；活门叶片几何构型对称，所需驱动力小，可以降低对驱动电机功率的要求；整套机构结构简单，便于设计及安装。
Description
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器进气道设计领域，尤其是能够在有限机体空间范围内对放气流量实现连续可调的通道的设计方法。
背景技术
进气道作为吸气式高超声速推进系统的关键气动部件，其工作特性的优劣将直接影响飞行器动力系统能否正常工作。为了改善进气道的综合气动性能，降低飞行器的耗油率、提高作战半径，期望进气道具有大的内缩比，但较大的内缩比将导致进气道起动困难，此外较大的内缩比还将使得飞行器的工作马赫数范围有限，飞行包线变窄。可见采用大内缩比进气道虽能够提高进气道的气动性能，但同时还将不可避免的带来进气道起动困难等一些较为棘手的难题。当高超声速进气道处于不起动状态时，其总压恢复系数和流量系数将显著偏离正常工作范围，同时还将导致进气道内部出现剧烈的波系运动和回流，轻者将使得动力系统的推力急剧降低，重者将导致动力系统的结构破坏，并使得飞行器难以控制。因此，高超声速进气道的不起动状态对飞行器具有相当大的危害，在理论上应该尽量避免。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供了一种高超声速连续可调放气通道设计方法，能够实现通过该放气通道对进气道放气流量的动态调节，且具备良好的通用性。
为了达到上述目的，本发明采用的技术方案如下：
一种高超声速连续可调放气通道设计方法，该可调放气通道应用于高超声速飞行器进气道；包括以下步骤：
(1)设置若干放气通道隔板及承载隔板的隔离段下壁面，相邻两个隔板相互平行而形成放气通道；隔板的外侧向流动方向偏折30°～45°，以降低放气阻力；
(2)根据进气道的放气入口面积，调整相邻两个隔板之间的距离，确定放气通道的出口横截面面积为入口面积的1.2～1.5倍；使放气通道与进气道内通道连通；
(3)设置叶片轴依次穿过隔板，在每个放气通道内均设有一个活门叶片，同时设置活门驱动机构驱动叶片轴转动，叶片轴带动活门叶片转动；
(4)叶片轴以及叶片轴后端的驱动装置不和隔离段下壁面机械干涉的原则，确定叶片轴的初步方位；
(5)根据驱动机构的尺寸，检验驱动机构是否会和隔离段下壁面干涉，如果有，再返回步骤(4)重新调整叶片轴的安装位置；如若没有，则进入下一步；
(6)根据放气通道横截面面积、放气通道几何构型以及叶片轴的几何约束初步确定活门叶片的几何形状；设置活门叶片为对称结构，中心为圆柱形，两端为等厚平板，且平板的边缘做倒圆处理，以降低低速流动时的流动阻力；将设计完成的活门叶片安装于叶片轴上。
进一步的，在所有放气通道隔板上方安装进气道压缩面结构，且该进气道压缩面结构上设置若干放气缝以使放气通道与进气道内通道连通。
进一步的，所述叶片轴倾斜延伸，叶片轴的后方高于叶片轴的前方。
进一步的，活门叶片上设置叶片定位孔，通过销轴穿过叶片定位孔固定在叶片轴上；如果需要调整不同活门叶片的开关规律，通过调整每个活门叶片定位孔的方位角实现不同活门叶片在叶片轴上的不同安装角度。
进一步的，通道横截面为一矩形，且放气通道的下壁面型线和叶片轴保持平行。
进一步的，活门叶片可实现0～90°旋转，活门叶片与放气通道下壁面平行时为0°，活门叶片对流道阻塞作用最小，此时放气流量最大；当活门叶片旋转90°后，放气通道全关，此时放气流量最小。
进一步的，一套驱动机构实现多个腔体放气流量的调节。
进一步的，应用在工作马赫数为4～6，内收缩比为2.45的高超声速飞行器进气道中。放气通道出口方向与机体外流方向的夹角为30°～40°。放气通道出口面积为入口面积的1.4倍。
有益效果：本发明提供的设计方法能够对现有的高超声速进气道进行改造而形成新的放气结构，即该可调放气通道可以通过活门叶片实现进气道放气流量的动态调节，提高气动性能，从而解决进气道起动困难的问题。当飞行器飞行马赫数较低时，通过打开活门叶片增大放气流量以保证进气道正常起动。而当飞行马赫数较高时，转动活门叶片尽可能降低放气流量，以降低进气道的放气阻力，提高进气道的整体气动性能。
附图说明
图1是进气道放气通道活门叶片全开状态示意图。
图2是进气道放气通道活门叶片全关状态示意图。
图3是放气通道及活门叶片在进气道实验模型机体上的安装示意图。
图4是放气通道俯视剖视图。
具体实施方式
本发明公开一种高超声速微型连续可调放气通道和活门叶片的设计方法。请参阅图1至图4所示，下面对本发明方法设计该实施例的详细实施步骤进行叙述。
本发明实施例提供一种高超声速连续可调放气通道的设计方法，该可调放气通道应用于高超声速飞行器进气道；其中，根据高超声速飞行器进气道设计要求，预设进气道工作马赫数为4～6，内收缩比为2.45。
该设计方法包括以下步骤：
(1)设置若干放气通道隔板1、5、9、13及承载隔板的隔离段下壁面2、6、10。相邻两个隔板相互平行而形成放气通道16、18、20。隔板的外侧向流动方向偏折30°～45°，以降低放气阻力。在所有放气通道隔板上方安装进气道压缩面结构22，且该进气道压缩面结构22上设置若干放气缝23以使放气通道16、18、20通过放气缝与进气道内通道连通。即放气通道16、18、20打开后能够将进气道内通道内的进气排出。
(2)根据进气道的放气入口面积，调整相邻两个隔板之间的距离，确定放气通道的出口横截面面积为入口面积的1.2～1.5倍；使放气通道与进气道内通道连通；在本实施方式中选取的特定的进气道中，确定放气通道入口横截面积Ain＝1465.9mm2，放气通道出口横截面积Aout＝2052.4mm2，放气通道出口面积为入口面积的1.4倍。
(3)设置叶片轴14依次穿过隔板1、5、9、13，在每个放气通道内均设有一个活门叶片4、8、12，同时设置活门驱动机构24驱动叶片轴14转动，叶片轴14带动活门叶片4、8、12转动。一套驱动机构实现多个腔体放气流量的调节。
(4)叶片轴14以及叶片轴14后端的驱动装置24不和隔离段下壁面2、6、10机械干涉的原则，确定叶片轴14的初步方位。所述叶片轴14倾斜延伸，叶片轴14的后方高于叶片轴14的前方。
(5)根据驱动机构的尺寸，检验驱动机构是否会和隔离段下壁面干涉，如果有，再返回步骤(4)重新调整叶片轴14的安装位置；如若没有，则进入下一步。
(6)根据放气通道横截面面积、放气通道几何构型以及叶片轴的几何约束初步确定活门叶片4、8、12的几何形状。设置每一个活门叶片为对称结构，中心为圆柱形，两端为等厚平板，且平板的边缘做倒圆处理，以降低低速流动时的流动阻力；将设计完成的活门叶片安装于叶片轴上。活门叶片上设置叶片定位孔3、7、11，通过销轴穿过叶片定位孔固定在叶片轴14上。如果需要调整不同活门叶片的开关规律，通过调整每个活门叶片定位孔的方位角实现不同活门叶片在叶片轴上的不同安装角度。通道横截面为一矩形，且放气通道的下壁面型线和叶片轴保持平行。
本实施方式中的叶片转动。通过该活门叶片可实现0～90°旋转。当飞行器飞行马赫数较低时，需要增大放气流量以保证进气道正常起动，如图1所示，叶片与放气通道下壁面平行时为0°，叶片对放气通道16、18、20阻塞作用最小，即放气通道16、18、20完全打开，此时放气流量最大。而当飞行马赫数较高时，需尽可能降低放气流量，以降低进气道的放气阻力，提高进气道的整体气动性能，如图2所示，当叶片旋转90°后，放气通道全关，此时放气流量最小。
另外，本发明的具体实现方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。
Claims (10)
1.一种高超声速连续可调放气通道设计方法，该可调放气通道应用于高超声速飞行器进气道；其特征在于，包括以下步骤：
(1)设置若干放气通道隔板及承载隔板的隔离段下壁面，相邻两个隔板相互平行而形成放气通道；隔板的外侧向流动方向偏折30°～45°，以降低放气阻力；
(2)根据进气道的放气入口面积，调整相邻两个隔板之间的距离，确定放气通道的出口横截面面积为入口面积的1 .2～1 .5倍；使放气通道与进气道内通道连通；
(3)设置叶片轴依次穿过隔板，在每个放气通道内均设有一个活门叶片，同时设置活门驱动机构驱动叶片轴转动，叶片轴带动活门叶片转动；
(4)叶片轴以及叶片轴后端的驱动装置不和隔离段下壁面机械干涉的原则，确定叶片轴的初步方位；
(5)根据驱动机构的尺寸，检验驱动机构是否会和隔离段下壁面干涉，如果有，再返回步骤(4)重新调整叶片轴的安装位置；如若没有，则进入下一步；
(6)根据放气通道横截面面积、放气通道几何构型以及叶片轴的几何约束初步确定活门叶片的几何形状；设置活门叶片为对称结构，中心为圆柱形，两端为等厚平板，且平板的边缘做倒圆处理，以降低低速流动时的流动阻力；将设计完成的活门叶片安装于叶片轴上。
2.根据权利要求1所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：在所有放气通道隔板上方安装进气道压缩面结构，且该进气道压缩面结构上设置若干放气缝以使放气通道与进气道内通道连通。
3.根据权利要求2所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：所述叶片轴倾斜延伸，叶片轴的后方高于叶片轴的前方。
4.根据权利要求1或2或3所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：活门叶片上设置叶片定位孔，通过销轴穿过叶片定位孔固定在叶片轴上；如果需要调整不同活门叶片的开关规律，通过调整每个活门叶片定位孔的方位角实现不同活门叶片在叶片轴上的不同安装角度。
5.根据权利要求1所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：放气通道横截面为一矩形，且放气通道的下壁面型线和叶片轴保持平行。
6.根据权利要求1所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：活门叶片可实现0～90°旋转，活门叶片与放气通道下壁面平行时为0°，活门叶片对流道阻塞作用最小，此时放气流量最大；当活门叶片旋转90°后，放气通道全关，此时放气流量最小。
7.根据权利要求1所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：一套驱动机构实现多个腔体放气流量的调节。
8.根据权利要求7所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：应用在工作马赫数为4～6，内收缩比为2 .45的高超声速飞行器进气道中。
9.根据权利要求8所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：放气通道出口方向与机体外流方向的夹角为30°～40°。
10.根据权利要求9所述的高超声速连续可调放气通道设计方法，其特征在于：放气通道出口面积为入口面积的1 .4倍。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110290286.1A CN113074048B (zh) | 2021-03-18 | 2021-03-18 | 一种高超声速连续可调放气通道设计方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202110290286.1A CN113074048B (zh) | 2021-03-18 | 2021-03-18 | 一种高超声速连续可调放气通道设计方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN113074048A CN113074048A (zh) | 2021-07-06 |
| CN113074048B true CN113074048B (zh) | 2022-02-08 |
Family
ID=76613889
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202110290286.1A Active CN113074048B (zh) | 2021-03-18 | 2021-03-18 | 一种高超声速连续可调放气通道设计方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN113074048B (zh) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN113107680B (zh) * | 2021-04-21 | 2022-04-19 | 南京航空航天大学 | 带无级可调放气活门的高超声速大内收缩比进气道及控制方法 |
| CN114263533B (zh) * | 2021-12-20 | 2023-06-27 | 中国人民解放军国防科技大学 | 基于次流循环阵列的激波/边界层干扰控制装置及自适应控制方法 |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103950543A (zh) * | 2014-04-18 | 2014-07-30 | 南京航空航天大学 | 一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道 |
| CN105523189A (zh) * | 2015-12-14 | 2016-04-27 | 成都飞机设计研究所 | 一种滑动变体可调caret进气道 |
| 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 |
| CN110805495A (zh) * | 2019-12-05 | 2020-02-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US10900414B2 (en) * | 2018-11-23 | 2021-01-26 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Fan assembly having flow recirculation circuit with guide vanes |
-
2021
- 2021-03-18 CN CN202110290286.1A patent/CN113074048B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103950543A (zh) * | 2014-04-18 | 2014-07-30 | 南京航空航天大学 | 一种具有可变放气系统的飞行器超声速进气道 |
| CN105523189A (zh) * | 2015-12-14 | 2016-04-27 | 成都飞机设计研究所 | 一种滑动变体可调caret进气道 |
| 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 |
| CN110805495A (zh) * | 2019-12-05 | 2020-02-18 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种定几何宽速域超音速进气道及其工作方法和飞行器 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN113074048A (zh) | 2021-07-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN113074048B (zh) | 一种高超声速连续可调放气通道设计方法 | |
| CN113107680B (zh) | 带无级可调放气活门的高超声速大内收缩比进气道及控制方法 | |
| CN109113797B (zh) | 用于短舱进气道的平移导流叶片 | |
| AU772226B2 (en) | Low drag ducted ram air turbine generator and cooling system | |
| KR101021827B1 (ko) | 원심 압축기 | |
| RU2498117C2 (ru) | Компрессор газотурбинного двигателя | |
| US9156549B2 (en) | Aircraft vertical lift device | |
| US5311736A (en) | Variable cycle propulsion engine for supersonic aircraft | |
| CN110745237B (zh) | 带扩散器管道的升力风扇 | |
| US20220252008A1 (en) | Propulsion system configurations and methods of operation | |
| CN107023395A (zh) | 一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法 | |
| CN109667670B (zh) | 一种辅助超/高超声速二元进气道起动的涡控可调活门装置 | |
| CN102105669A (zh) | 具有活动山形件的用于涡轮喷气发动机舱的噪声消减装置以及相关的发动机舱 | |
| US20180209380A1 (en) | Aircraft comprising two contra-rotating fans to the rear of the fuselage, with spacing of the blades of the downstream fan | |
| US11629651B2 (en) | Gas turbine engine having a turbomachine and an electric motor coupled to a propeller | |
| CN109595041B (zh) | 变循环大涵道比涡扇发动机 | |
| CN113107681B (zh) | 一种连续可调的进气道放气装置 | |
| CN112780441B (zh) | 一种可变流道冲压发动机及设计、调节方法 | |
| CN113677593B (zh) | 包括带有进气管的短舱以增大反推力的涡轮喷射引擎 | |
| CN109094795B (zh) | 飞行器发动机组件和从发动机排放燃烧气体的方法 | |
| EP3998197A1 (en) | Engine comprising a movable aerodynamic component | |
| CN209800118U (zh) | 自驱动外涵道环形扇叶压缩装置 | |
| US2920813A (en) | Gas reaction rotors | |
| CN104329254A (zh) | 一种滑片式脉动射流激励器 | |
| WO2006049552A1 (en) | Outlet device for a jet engine and a craft comprising such an outlet device |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |