CN113148192A - 一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件及设计方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，包括一级固定压缩楔面，二级可调压缩楔面，喉道段，扩张段，唇罩，驱动电机，连杆部件和侧板；所述的飞行器前体包括一级鼓包，二级鼓包，过渡型面和边条翼。本发明所述的一体化方法将二元可调进气道与飞行器机身进行高度融合，有效降低飞行器外阻；机身两级鼓包型面不仅能够有效排除机身发展的厚的附面层，而且能对超声速气流减速增压，提升进气道性能。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，尤其是本发明涉及飞行器的进气道与前体一体化组件。
背景技术
超声速进气道作为吸气式发动机的关键部件之一，主要承担着捕获、压缩自由来流，向下游发动机提供高品质流场的任务。通常飞行器在高速飞行中，机体会发展出较厚的边界层，进气道吸入边界层中的低能流后会导致进气道性能急剧下降，最终影响发动机的性能。因此，在进气道的设计中必须对前体发展出的边界层进行处理。
早期，为了避免进气道吸入边界层，工程上会在进气道与机体间设置隔道，此方法存在诸多弊端，如增大机体重量和飞行阻力等问题。
为此，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，解决如何既在提高无附面层隔道进气道的性能的同时降低飞行器外阻的技术问题。
本发明同时提供了上述进气道的设计方法。
为了达到上述目的，本发明提供的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件可采用的技术方案如下：
一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，包括进气道进口、位于进气道进口前部的二级可调压缩楔面及位于二级可调压缩楔面前部的一级固定压缩楔面(3)；其特征在于，所述一级固定压缩楔面前方连接有二级鼓包，二级鼓包前方连接有一级鼓包；一级鼓包和二级鼓包均基于外锥流场流线追踪而来；一级鼓包预压缩角θ1取值0-5°，二级鼓包预压缩角θ2取值0-5°；
所述一级鼓包的后部两侧向外分别倾斜延伸出边条翼，且两侧的边条翼为对称设置的，两侧边条翼自前向后逐渐向后扩展且边条翼低于二级鼓包、一级固定压缩楔面及二级可调压缩楔面的高度；所述二级可调压缩楔面的两侧向上延伸出侧板，该侧板自前向后延伸至进气道进口处；
所述二级鼓包、一级固定压缩楔面及侧板与边条翼之前通过过渡型面连接，该过渡型面将边条翼与一级鼓包、二级鼓包之间连续的弧面过渡。
进一步的，所述的二元可调进气道的侧板起始于二级可调压缩楔面和唇罩，向后延展形成双后掠角。
进一步的，所述的二元可调进气道的一级固定压缩楔面与前体的第二级鼓包后缘相连，其压缩角度为8°；所述的过渡型面展向终止于进气道侧板，与侧壁形成三角状阶梯。
进一步的，还包括喉道段，扩张段，连杆部件和驱动装置；所述二级可调压缩楔面为定轴转动的刚性部件，转轴点为可调压缩楔面与一级固定压缩楔面的转轴处。
进一步的，所述二级可调压缩楔面和喉道段开有分区的放气槽。；所述的放气槽进口位置覆盖进气道在全马赫数范围工作时唇罩入射激波的入射点。
进一步的，过渡型面、边条翼、一级鼓包、二级鼓包、一级固定压缩楔面之间没有任何突出物及缝隙。
进一步的，在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔。
进一步的，二级可调压缩楔面内侧与连杆部件一端铰接；连杆部件的另一端与驱动装置的输出端铰接，驱动装置的输出端向前或者向后移动，带动连杆部件转动而使二级可调压缩楔面将喉道段截面积变小或变大。
进一步的，一级鼓包和二级鼓包均基于外锥流场流线追踪而来。
有益效果：
与现有技术相比，本发明的有益效果有：
1.可调进气道和飞行器机身高度融合，两者之间没有任何突出物及缝隙，也没有防溢流侧板，一定程度上降低飞行器外阻，提升进气道侧滑性能；
2.能够借助并有效利用前体的预压缩能力，对超声速气流减速增压，提高宽速域可调进气道的压缩效率；
3.无需边界层隔道，充分利用三维压缩前体/进气道对外压缩楔面的边界层预处理，尽可能将边界层排出进气道内通道，改善进气道的性能，提高进气道内流场的均匀性；
4.利用飞行器前体/可调进气道的一体化，改善进气道的流量捕获能力。
本发明还提供了一种上述二元可调进气道与飞行器前体一体化组件的设计方法，包括如下步骤：
(1)飞行器前体部分的设计
(1.1)为了生成鼓包压缩楔面，外锥基准流场的设计参数为：M0＝4.0，外锥半锥角为4°；然后，根据机身的总体约束，包括飞行器宽度、长度、容积约束，设计飞行器前缘捕获型线，在外锥基准流场中追踪流线，生成前体鼓包压缩楔面；
(1.2)根据第一级鼓包波后马赫数、进气道第一级压缩角，以及考虑前体和进气道的融合，同时为了削弱前体两侧膨胀对流量捕获的影响，第二级鼓包两侧的扩张角理论上越大越好，但受飞行器宽度约束，还要考虑进气道第一级激波的展向平面度，扩张角α取值0-60°；
(1.3)根据进气道捕获面积的要求确定进气道安装位置，在Ma0＝4.0时，二元可调进气道的一二级外压缩楔面与前体的第二级鼓包后缘相连；压缩楔面与飞行器前体之间通过渡型面融合；
(2)可调进气道内流道调整设计
其中进气道最前缘点距前体前缘点L1＝3276.8mm，H1＝149mm，在Ma0＝4.0时，进气道一二级外压缩角α1、α2，与水平方向所成角度分别为12°、21.2°；在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔，不同的泄流腔之间互相隔开；前体两级鼓包在对称面上的偏转角分别为2°、2°；
(3)前体和可调进气道进行一体化设计
在设计过程中对前体及可调进气道型面进行调整，直至在不降低进气道性能的基础上，减小飞行器的阻力系数。
附图说明
图1是本发明的飞行器前体与进气道一体化等轴视图。
图2是本发明的二元可调进气道示意图。
图3是本发明的飞行器前体与进气道一体化结构示意图(Ma0＝4.0)。
图4是本发明的可调进气道内流道泄流腔设置示意图。
图5是本发明的飞行器前体与可调进气道一体化设计流程。
图6是飞行器前体与可调进气道一体化前体部分马赫云图(Ma＝4.0)。
图7是飞行器前体对称面马赫云图(Ma0＝4.0)。
图8是前体鼓包区域壁面摩擦力线示意图。
图9是前体近壁面流线及切面流场示意图(Ma0＝4.0)。
图10是通流状态下喉道截面马赫云图。
具体实施方式
以下结合附图，对本发明提供的技术方案做详细说明。
请参阅图1至图3所示，本发明提供的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件包括进气道进口、位于进气道进口前部的二级可调压缩楔面4及位于二级可调压缩楔面4前部的一级固定压缩楔面3、喉道段8，扩张段9，连杆部件10和驱动装置11。其中，一级固定压缩楔面3与前体的第二级鼓包后缘相连，其压缩角度为8°；所述的过渡型面5展向终止于进气道侧板13，与侧壁形成三角状阶梯。
所述一级固定压缩楔面3前方连接有二级鼓包2，二级鼓包2前方连接有一级鼓包1；一级鼓包1和二级鼓包2均基于外锥流场流线追踪而来；在本实施例中，一级鼓包1预压缩角θ1＝2°，二级鼓包2预压缩角θ2＝2°。如在其他实施例中，θ1、θ2的值可选取0-5°。
所述一级鼓包的后部两侧向外分别倾斜延伸出边条翼6，且两侧的边条翼6为对称设置的，两侧边条翼6自前向后逐渐向后扩展且边条翼6低于二级鼓包2、一级固定压缩楔面3及二级可调压缩楔面4的高度。过渡型面5、边条翼6、一级鼓包1、二级鼓包2、一级固定压缩楔面3之间没有任何突出物及缝隙。所述二级可调压缩楔面4的两侧向上延伸出侧板13，该侧板13自前向后延伸至进气道进口处。并且，侧板13起始于二级可调压缩楔面4和唇罩7，向后延展形成双后掠角。
所述二级鼓包2、一级固定压缩楔面3及侧板13与边条翼6之前通过过渡型面5连接，该过渡型面5将边条翼6与一级鼓包1、二级鼓包2之间连续的弧面过渡。
在本实施方式中，二级可调压缩楔面4是可以通过连杆部件10和驱动装置11调节以对喉道段的截面大小进行扩大或缩小。二级可调压缩楔面4为定轴转动的刚性部件，转轴点为可调压缩楔面4与一级固定压缩楔面3的转轴处。且二级可调压缩楔面4和喉道段8开有分区的放气槽12；所述的放气槽12进口位置覆盖进气道在全马赫数范围工作时唇罩入射激波的入射点。并且，在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔。二级可调压缩楔面4内侧与连杆部件10一端铰接；连杆部件10的另一端与驱动装置11的输出端铰接，驱动装置的输出端向前或者向后移动，带动连杆部件10转动而使二级可调压缩楔面4将喉道段截面积变小或变大。
本实施方式提供的一体化组件中，通过可调进气道和飞行器机身高度融合，使两者之间没有任何突出物及缝隙，也没有防溢流侧板，一定程度上降低飞行器外阻，提升进气道侧滑性能。同时能够对超声速气流减速增压，提高宽速域可调进气道的压缩效率，且提高进气道内流场的均匀性及改善进气道的流量捕获能力。
为了能够进一步说明以上有益效果，将图1至图3中的一体化组件进行试验及数据分析，通过试验对能够产生的有益效果进行具体说明。
如图6所示为飞行器前体流场云图，可以看到，由于进气道压缩楔面与前体过渡型面的设计，在可调进气道流量捕获的展向区域，其流场平面度较好，削弱了展向膨胀对进气道的流量捕获的不良影响。从图6及图7中飞行器前体对称面上流场可以发现，本实施方式充分利用了前体两级鼓包对气流的预压缩，达到了初步减速增压的效果，而且前体第二级鼓包形成的压缩波与进气道两级外压缩交汇于一点，改善了进气道的流量捕获能力，进一步提高了气流的压缩效率。
作为飞行器前体与进气道一体化设计中的重要部分，飞行器的两级鼓包不仅有着如上文所述对气流进行预压缩的作用，还承担着对边界层的排移作用。如图8所示，气流经过两级鼓包后进入进气道，可以看到，近壁处边界层厚度并没有明显的增大，且边界层厚度呈现出中间厚，两边薄的分布特性，由此可知本发明中鼓包的采用也达到了边界层排移的效果。
图9给出了Ma＝4.0来流下喉道截面的气流，可以看出在鼓包和泄流槽共同作用下，边界层基本被排挤出进气道，喉道截面处的气流比较均匀，进气道能够为发动机提供高品质的出口流场。
如图5所示，本发明还提供了上述二元可调进气道与飞行器前体一体化组件的设计方法。
具体的设计流程如下：
(1)飞行器前体部分的设计
(1.1)为了生成鼓包压缩楔面，外锥基准流场的设计参数为：M0＝4.0，外锥半锥角为4°；然后，根据机身的总体约束，包括飞行器宽度、长度、容积约束，设计飞行器前缘捕获型线，在外锥基准流场中追踪流线，生成前体鼓包压缩楔面；
(1.2)根据第一级鼓包波后马赫数、进气道第一级压缩角，以及考虑前体和进气道的融合，同时为了削弱前体两侧膨胀对流量捕获的影响，第二级鼓包两侧的扩张角理论上越大越好，但受飞行器宽度约束，还要考虑进气道第一级激波的展向平面度，扩张角α取值0-60°；
(1.3)根据进气道捕获面积的要求确定进气道安装位置，在Ma0＝4.0时，二元可调进气道的一二级外压缩楔面与前体的第二级鼓包后缘相连；压缩楔面与飞行器前体之间通过渡型面融合；
(2)可调进气道内流道调整设计
其中进气道最前缘点距前体前缘点L1＝3276.8mm，H1＝149mm，在Ma0＝4.0时，进气道一二级外压缩角α1、α2，与水平方向所成角度分别为12°、21.2°；在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔，不同的泄流腔之间互相隔开；前体两级鼓包在对称面上的偏转角分别为2°、2°；
(3)前体和可调进气道进行一体化设计
在设计过程中对前体及可调进气道型面进行调整，直至达到在不降低进气道性能的基础上，减小飞行器的阻力系数作为设计目标。
本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，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。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。
Claims (10)
1.一种二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，包括进气道进口、位于进气道进口前部的二级可调压缩楔面(4)及位于二级可调压缩楔面(4)前部的一级固定压缩楔面(3)；其特征在于，所述一级固定压缩楔面(3)前方连接有二级鼓包(2)，二级鼓包(2)前方连接有一级鼓包(1)；一级鼓包(1)预压缩角θ1取值0-5°，二级鼓包(2)预压缩角θ2取值0-5°；
所述一级鼓包的后部两侧向外分别倾斜延伸出边条翼(6)，且两侧的边条翼(6)为对称设置的，两侧边条翼(6)自前向后逐渐向后扩展且边条翼(6)低于二级鼓包(2)、一级固定压缩楔面(3)及二级可调压缩楔面(4)的高度；所述二级可调压缩楔面(4)的两侧向上延伸出侧板(13)，该侧板自前向后延伸至进气道进口处；
所述二级鼓包(2)、一级固定压缩楔面(3)及侧板(13)与边条翼(6)之前通过过渡型面(5)连接，该过渡型面(5)将边条翼(6)与一级鼓包(1)、二级鼓包(2)之间连续的弧面过渡。
2.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：所述的二元可调进气道的侧板(13)起始于二级可调压缩楔面(4)和唇罩(7)，向后延展形成一倒“V”型结构双后掠角。
3.根据权利要求1或2所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：所述的二元可调进气道的一级固定压缩楔面(3)与前体的第二级鼓包后缘相连，其压缩角度为8°；所述的过渡型面(5)展向终止于进气道侧板(13)，与侧壁形成三角状阶梯。
4.根据权利要求1或2所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：还包括喉道段(8)，扩张段(9)，连杆部件(10)和驱动装置(11)；所述二级可调压缩楔面(4)为定轴转动的刚性部件，转轴点为可调压缩楔面(4)与一级固定压缩楔面(3)的转轴处。
5.根据权利要求4所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：所述二级可调压缩楔面(4)和喉道段(8)开有分区的放气槽(12)；所述的放气槽(12)进口位置覆盖进气道在全马赫数范围工作时唇罩入射激波的入射点。
6.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：过渡型面(5)、边条翼(6)、一级鼓包(1)、二级鼓包(2)、一级固定压缩楔面(3)之间没有任何突出物及缝隙。
7.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔。
8.根据权利要求5所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：二级可调压缩楔面(4)内侧与连杆部件(10)一端铰接；连杆部件(10)的另一端与驱动装置(11)的输出端铰接，驱动装置的输出端向前或者向后移动，带动连杆部件(10)转动而使二级可调压缩楔面(4)将喉道段截面积变小或变大。
9.根据权利要求1所述的二元可调进气道与飞行器前体一体化组件，其特征在于：一级鼓包(1)和二级鼓包(2)均基于外锥流场流线追踪而来。
10.一种根据权利要求1至9中任一项所述二元可调进气道与飞行器前体一体化组件的设计方法，包括如下步骤：
(1)飞行器前体部分的设计
(1.1)为了生成鼓包压缩楔面，外锥基准流场的设计参数为：M0＝4.0，外锥半锥角为4°；然后，根据机身的总体约束，包括飞行器宽度、长度、容积约束，设计飞行器前缘捕获型线，在外锥基准流场中追踪流线，生成前体鼓包压缩楔面；
(1.2)根据第一级鼓包波后马赫数、进气道第一级压缩角，以及考虑前体和进气道的融合，同时为了削弱前体两侧膨胀对流量捕获的影响，第二级鼓包两侧的扩张角理论上越大越好，但受飞行器宽度约束，还要考虑进气道第一级激波的展向平面度，扩张角α取值0-60°；
(1.3)根据进气道捕获面积的要求确定进气道安装位置，在Ma0＝4.0时，二元可调进气道的一二级外压缩楔面与前体的第二级鼓包后缘相连；压缩楔面与飞行器前体之间通过渡型面融合；
(2)可调进气道内流道调整设计
其中进气道最前缘点距前体前缘点L1＝3276.8mm，H1＝149mm，在Ma0＝4.0时，进气道一二级外压缩角α1、α2，与水平方向所成角度分别为12°、21.2°；在可调进气道内收缩段设置三个泄流腔；在进气道喉道位置处设置了两个泄流腔，不同的泄流腔之间互相隔开；前体两级鼓包在对称面上的偏转角分别为2°、2°；
(3)前体和可调进气道进行一体化设计
在设计过程中对前体及可调进气道型面进行调整，直至在不降低进气道性能的基础上，减小飞行器的阻力系数。
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Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114942116A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-08-26 | 南京航空航天大学 | 一种腹下进气道布局的飞行器前机身超声速流场模拟方法 |
| CN115585063A (zh) * | 2022-12-12 | 2023-01-10 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法 |
Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103953448A (zh) * | 2014-04-15 | 2014-07-30 | 南京航空航天大学 | 一种高超声速进气道 |
| CN104806357A (zh) * | 2015-04-16 | 2015-07-29 | 南京航空航天大学 | 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 |
| 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 |
| CN204627749U (zh) * | 2015-04-16 | 2015-09-09 | 南京航空航天大学 | 矩形进口二元高超声速变几何进气道 |
| CN111797477A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-20 | 南京航空航天大学 | 一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构 |
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2021
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Patent Citations (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN103953448A (zh) * | 2014-04-15 | 2014-07-30 | 南京航空航天大学 | 一种高超声速进气道 |
| CN104806357A (zh) * | 2015-04-16 | 2015-07-29 | 南京航空航天大学 | 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 |
| 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 |
| CN204627749U (zh) * | 2015-04-16 | 2015-09-09 | 南京航空航天大学 | 矩形进口二元高超声速变几何进气道 |
| CN111797477A (zh) * | 2020-07-10 | 2020-10-20 | 南京航空航天大学 | 一种配合二元式超声速进气道的前掠前缘型侧板结构 |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN114942116A (zh) * | 2022-03-18 | 2022-08-26 | 南京航空航天大学 | 一种腹下进气道布局的飞行器前机身超声速流场模拟方法 |
| CN115585063A (zh) * | 2022-12-12 | 2023-01-10 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法 |
| CN115585063B (zh) * | 2022-12-12 | 2023-03-10 | 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 | 一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法 |
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| Publication number | Publication date |
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