CN113236424B - 一种双下侧后置超声速进气道 - Google Patents

一种双下侧后置超声速进气道 Download PDF

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Abstract

本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道，用于解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处。该双下侧后置超声速进气道包括进气道压缩锥、附面层隔离装置、过渡段，以及与环形燃烧室连接的环形转接段。本发明通过将进气道后置，节省飞行器前体大量的有效空间，并且进气道压缩锥呈60°～180°对称分布可以提高飞行器在正攻角状态时进气道性能，进一步提高发动机性能。

Description

一种双下侧后置超声速进气道
技术领域
本发明涉及爆震发动机，具体涉及一种双下侧后置超声速进气道。
背景技术
爆震发动机是一种以爆震燃烧方式高效推进的动力装置，相对于传统发动机的等压燃烧方式，基于爆震燃烧的热力循环过程具有更高的热效率。此外，采用爆震燃烧的动力装置还具有结构简单、工作范围宽、推重比高，耗油率低等潜在优点，可用作战术飞机及未来高超声速飞机的动力系统。所以，自上世纪40年代初，爆震发动机就迅速吸引了世界各国研究者的极大兴趣，尤其是从上世纪90年代至今的二十几年间，爆震发动机技术发展迅速，研究人员发展了多种形式的爆震发动机，并取得了大量的研究成果。进气道作为吸气式爆震发动机的关键气动部件之一，它的正常、高效工作对爆震发动机至关重要。与传统的冲压发动机进气道功能类似，爆震发动机进气道的主要作用，就是在不同飞行条件下，将外部气流顺利地引入发动机，使发动机获得所需的空气流量，并提高气流的压力。
然而，由于爆震发动机的工作具有高度非定常性，其主燃烧室内压力脉动非常剧烈，对于冲压爆震发动机，其主燃烧室和进气道之间缺乏机械隔离部件(如压力机、风扇等旋转部件)，燃烧室与进气道流动相互作用更加剧烈：一方面，爆震波产生的压力波向上游回传，与进气道流场相互作用，使得进气道内发生流场振荡，严重时可能导致爆震高压气体回流，进气道不起动；另一方面，进气道的流场结构变化又会直接影响燃烧室的工作性能，激波振荡产生的声波向燃烧室传播，进一步加强了燃烧室的不稳定性。从性能角度看，尽量提高进气道总压恢复系数，才能满足冲压旋转爆震发动机高反压的需求，因此，进气道外压缩段波系组织采用等熵压缩的方式，以提高进气道的总压恢复性能。
发明内容
本发明的目的是解决冲压爆震发动机产生的爆震波导致进气道不起动，以及影响燃烧室工作性能的不足之处，而提供一种双下侧后置超声速进气道。
为了解决上述不足之处，本发明提供了如下技术解决方案：
一种双下侧后置超声速进气道，其特殊之处在于：包括两个进气道压缩锥，以及与环形燃烧室连接的环形转接段；
所述两个进气道压缩锥沿飞行器前体中心线对称设置在飞行器前体尾部，两个进气道压缩锥的轴线与飞行器前体的中心线各形成一个面，两个面的夹角呈α角度分布，α取值为60°～180°；
所述进气道压缩锥为180°扇区半锥型结构，其锥尖朝向气流流入方向；
所述进气道压缩锥与飞行器前体尾部之间设有附面层隔离装置，附面层隔离装置为尖劈楔状结构，其头部夹角与进气道压缩锥锥角一致；
所述进气道压缩锥尾部设有半环形截面为半环形的过渡段，过渡段沿气流流入方向向飞行器前体中心线连续收缩，直至两者相互融合，并过渡为一个圆环，与所述环形转接段对接；
所述环形转接段位于飞行器前体尾部后方，并与其同轴。
进一步地，所述进气道压缩锥表面为半锥等熵压缩面。
进一步地，所述附面层隔道装置的高度为飞行器前体头部至进气道压缩锥锥尖距离的1％。
进一步地，所述附面层隔离装置两个侧面的曲线为进气道压缩锥母线沿进气道压缩锥安装方向在飞行器前体上的投影曲线。
进一步地，所述进气道压缩锥的截面积为连续渐扩变化，截面的扩张半锥角不大于3°。
进一步地，所述进气道压缩锥表面的压缩面初始压缩角为14°，总压缩角为33°。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
(1)本发明针对冲压爆震发动机，设计了一种后置双下侧布局进气道，后置的进气道，可以为飞行器前体节省大量的有效空间，进气道压缩锥呈60°～180°对称分布可以提高飞行器在正攻角状态时进气道性能，进一步提高发动机性能。
(2)本发明的进气道亚声速扩压段设计了半环形的过渡段，有利于进气道压缩锥向环形燃烧室的过渡，有利于减小进气道流动损失，降低结构复杂性，节省飞行器内部空间。
(3)本发明中进气道压缩锥表面采用等熵压缩形式，提高了进气道在工作范围内的压缩效率和性能。
附图说明
图1为本发明一种双下侧后置超声速进气道实施例的结构示意图；
图2是图1实施例结构的左视图；
图3是图1实施例结构的轴测图。
附图标记说明如下：
01-飞行器前体，2-进气道压缩锥，3-附面层隔离装置，4-过渡段，5-环形转接段。
具体实施方式
下面结合附图和示例性实施例对本发明作进一步地说明。
参照图1-3，本发明提供一种双下侧后置超声速进气道，包括进气道压缩锥2、附面层隔离装置3、过渡段4，以及与环形燃烧室连接的环形转接段5。
飞行器前体01为旋成体或类旋成体结构，飞行器前体01头部为锥型结构，其锥角30°，其锥尖朝向气流流入方向，飞行器前体01中部为外凸光滑曲面，尾部为圆柱或类圆柱形平直结构。
进气道压缩锥2为180°扇区半锥型结构，其锥尖朝向气流流入方向；两个进气道压缩锥2沿飞行器前体01中心线对称设置在飞行器前体01上，两个进气道压缩锥2的轴线与飞行器前体01的中心线各形成一个面，两个面的夹角呈90°分布；该布局方式可提高进气道在正攻角范围内的性能，同时有利于两侧进气道向环形燃烧室过渡。
进气道压缩锥2表面采用半锥等熵压缩形式，进一步提高进气道压缩效率和性能。所述进气道压缩锥2表面的初始压缩角为14°，总压缩角为33°，根据初始压缩角14°确定一条初始斜激波后的参数，并根据进气道压缩锥2表面的参数分布，在特征线单元上取三个不同点的坐标值(x1,y1)、(x2,y2)、(x3,y3)，采用有旋特征线法的迭代公式计算得到另一条特征线上对应离散点坐标值(x4,y4)，通过特征线网格不断推进生成进气道压缩锥2表面；
有旋特征线法的迭代公式为：
Figure BDA0003126629120000051
其中：x为横坐标，x方向为来流水平方向，y为纵坐标，y方向为水平方向的法向；P1～P4为四个坐标点的静压，a为当地声速，ρ为气流密度，V为气流速度，θ为当地流动方向角，M为当地流动马赫数且M>1，μ为当地流动马赫角，δ为流动类型参数，对于二维流动δ＝0，对于轴对称流动δ＝1；
Figure BDA0003126629120000052
是纵坐标y1、y4的平均值；
Figure BDA0003126629120000053
是纵坐标y2、y4的平均值。
所述附面层隔离装置3位于飞行器前体01与进气道压缩锥2之间，附面层隔离装置3为尖劈型楔状结构，其头部夹角与进气道压缩锥2锥角一致，楔状结构既能加强附面层隔道强度，又能降低进气道溢流流量；附面层隔离装置3两个侧面的曲线为进气道压缩锥2母线沿进气道压缩锥2安装方向在飞行器前体01的投影曲线；附面层隔离装置3的高度约为飞行器前体01头部至进气道压缩锥2锥尖距离的1％。
所述进气道压缩锥2尾部设有过渡段4，过渡段4为半环形结构，并且沿气流流入方向向飞行器前体01中心轴线连续收缩，直至与所述环形转接段5对接；过渡段4表面曲线为连续变化样条曲线，样条曲线可根据实际流道结构约束调整；进气道压缩锥2的截面积为连续渐扩变化，截面的扩张半锥角不大于3°。
超声速来流经过飞行器前体01时进行预压缩，由于飞行器前体01较长会产生较厚的附面层，在经过附面层隔离装置3时，飞行器前体01附面层被排溢掉，不含附面层的高能超声速气流经过呈90°对称分布的进气道压缩锥2进一步压缩，从而被进气道唇口捕获，经过半环形的过渡段4后，在进气道出口汇聚为环形流场。
以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，对于本领域的普通专业技术人员来说，可以对前述各实施例所记载的具体技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换，而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明所保护技术方案的范围。

Claims (6)

1.一种双下侧后置超声速进气道，其特征在于：包括两个进气道压缩锥(2)，以及与环形燃烧室连接的环形转接段(5)；
所述两个进气道压缩锥(2)沿飞行器前体(01)中心线对称设置在飞行器前体(01)尾部，两个进气道压缩锥(2)的轴线与飞行器前体(01)的中心线各形成一个面，两个面的夹角呈α角度分布，α取值为60°～180°；
所述进气道压缩锥(2)为180°扇区半锥型结构，其锥尖朝向气流流入方向；
所述进气道压缩锥(2)与飞行器前体(01)尾部之间设有附面层隔离装置(3)，附面层隔离装置(3)为尖劈楔状结构，其头部夹角与进气道压缩锥(2)锥角一致；
所述进气道压缩锥(2)尾部设有截面为半环形的过渡段(4)，过渡段(4)沿气流流入方向向飞行器前体(01)中心线连续收缩，直至两者相互融合，并过渡为一个圆环，与所述环形转接段(5)对接；
所述环形转接段(5)位于飞行器前体(01)尾部后方，并与其同轴。
2.根据权利要求1所述的一种双下侧后置超声速进气道，其特征在于：所述进气道压缩锥(2)表面为半锥等熵压缩面。
3.根据权利要求2所述的一种双下侧后置超声速进气道，其特征在于：所述附面层隔离装置(3)的高度为飞行器前体(01)头部至进气道压缩锥(2)锥尖距离的1％。
4.根据权利要求3所述的一种双下侧后置超声速进气道，其特征在于：所述附面层隔离装置(3)两个侧面的曲线为进气道压缩锥(2)母线沿进气道压缩锥(2)安装方向在飞行器前体(01)上的投影曲线。
5.根据权利要求2所述的一种双下侧后置超声速进气道，其特征在于：所述进气道压缩锥(2)的截面积为连续渐扩变化，截面的扩张半锥角不大于3°。
6.根据权利要求5所述的一种双下侧后置超声速进气道，其特征在于：所述进气道压缩锥(2)表面的初始压缩角为14°，总压缩角为33°。
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