CN113700560B - 一种半膜翻转超声速可调进气道 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道，主要解决现有超声速进气道的调节机构结构复杂，并且在调节前后进气道型面难以保持相对连续性的问题。该半膜翻转超声速可调进气道包括超声速进气道、囊式半膜翻转机构和增压系统；囊式半膜翻转机构位于超声速进气道的超声速内压缩段上，且与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面一体设置；增压系统与囊式半膜翻转机构连接，增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部流通面积的调节，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的要求。

Description

一种半膜翻转超声速可调进气道

技术领域

本发明属于宽范围、长航时工作的冲压发动机领域，主要涉及一种宽马赫数范围、高性能工作的超声速进气道，具体为一种半膜翻转超声速可调进气道。

背景技术

随着飞行器对超声速进气道工作马赫数范围及性能要求的不断提高，固定几何的超声速进气道已经很难适应这种高要求，需要研制结构可调超声速进气道。

目前，针对轴对称进气道，主要通过调节中心体位置、中心体直径、中心体可变形鼓包、中心体多层级伸缩及多层壳体等实现进气道调节；针对二元进气道，主要采用调节压缩面及唇口角度来实现进气道调节。但是，以上调节方式的调节机构通常比较复杂，并且在调节前、后，进气道型面很难保持其型面的相对连续性。

发明内容

针对现有超声速进气道的调节机构结构复杂，并且在调节前后进气道型面难以保持相对连续性的问题，本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道。该半膜翻转超声速可调进气道在唇口至喉道段采用囊式半膜翻转机构，通过半膜翻转前后进气道喉道流通面积的变化，实现进气道的工作特性的调节。

为实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

本发明半膜翻转超声速可调进气道包括超声速进气道、囊式半膜翻转机构和增压系统；所述超声速进气道为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段和内压缩段，所述内压缩段包括超声速内压缩段和亚声速内压缩段，；所述囊式半膜翻转机构位于超声速进气道的超声速内压缩段上，且与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面一体设置；所述增压系统与囊式半膜翻转机构连接，增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部流通面积的调节，在低马赫数飞行时，囊式半膜翻转机构内的气体压力较小，囊式半膜翻转机构在外部气动力的作用下向内凹陷，进气道喉部流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；在高马赫数飞行时，囊式半膜翻转机构内充填高压气体，囊式半膜翻转机构向流道鼓起，进气道喉部流通面积减小，实现高马赫数下的高总压恢复，从而满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的要求。

进一步地，所述囊式半膜翻转机构采用钛合金半膜材料制作，该设置使得囊式半膜翻转机构可以获得较高的强度和耐久性，实现进气道在气流动态特性下的稳定工作。

进一步地，所述增压系统设置在超声速进气道的飞行器仪器舱内。所述增压系统包括高压气瓶和电爆阀，所述高压气瓶通过管路与囊式半膜翻转机构的内腔连通，所述电爆阀设置在管路上。

进一步地，所述超声速进气道包括超声速外压缩段和内压缩段，所述超声速外压缩段采用轴对称或特征线生成的弯曲预压缩面，且与飞行器前体型面进行一体化设置，所述内压缩段为倒拉瓦尔管型流道，通道截面积沿轴向呈收缩-扩张型，其最小面积的截面积为临界截面或喉道。

进一步地，所述进气道喉部的长度为进气道喉部高度的4～6倍，且进气道喉部存在0.5°～2°的扩张角。

进一步地，所述超声速进气道的外压缩段采用锥加等熵压缩形式，外压缩面的初始压缩角为14°，总压缩角为32.6°，等熵压缩面采用有旋特征线法计算得到。

与现有技术相比，本发明有益效果为：

1.根据超声速进气道高、低马赫数工作范围，本发明通过囊式半膜翻转机构的翻转对进气道喉道流通面积进行调节，满足了低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的需求。该调节装置结构简单、调节方便，只需增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体使囊式半膜翻转机构翻转，即可实现对进气道喉部流通面积的调节。

2.本发明采用囊式半膜翻转机构调节进气道喉道面积，可以很好的将半膜结构与超声速进气道的压缩段内壁面进行一体化设计，减小进气道内流的气动阻力和气动损失，提高进气道在高速气流下的总压恢复性能。同时，该种调节方式通过增压系统向囊式半膜翻转机构增加高压气体实现对进气道喉部流通面积的调节，进气道喉道流通面积的变化为连续性变化，满足了进气道型面相对连续性变化的要求。

3.本发明囊式半膜翻转机构与超声速进气道的压缩段内壁面的密封属于静密封，密封设计相对容易、可靠，并且囊式半膜翻转机构的增压系统也比较简单，适用于空间紧凑、结构质量轻的要求。

附图说明

图1为本发明超声速进气道的示意图一；

图2为本发明超声速进气道的示意图二；

图3为本发明半膜翻转超声速可调进气道示意图；

图4为本发明在囊式半膜翻转机构翻转前后喉道截面的变化示意图。

附图标记：1-超声速外压缩段，2-内压缩段，3-超声速内压缩段，4-亚声速内压缩段，5-唇口，6-进气道喉部，7-飞行器前体，8-仪器舱，9-进气道内壁面，10-飞行器外壁面，11-外压缩面，12-超声速进气道，13-囊式半膜翻转机构，14-增压系统，15-高压气瓶，16-电爆阀。

具体实施方式

下面结合实施例及附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

本发明提供一种半膜翻转超声速可调进气道，该进气道通过囊式半膜翻转机构翻转前后对进气道流通面积的影响，实现对进气道喉部流通面积的调节，满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的需求；在低马赫数飞行时，囊式半膜翻转机构内的气体压力较小，囊式半膜翻转机构在外部气动力的作用下向下凹陷，进气道喉道流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；在高马赫数飞行时，囊式半膜翻转机构内充填高压气体，囊式半膜翻转机构向流道鼓起，进气道喉道流通面积减小，可以提高高马赫数下的总压恢复性能。

如图3所示，本发明半膜翻转超声速可调进气道主要由超声速进气道12、囊式半膜翻转机构13、增压系统14等构成。超声速进气道12为混压式、二元环形管状结构；囊式半膜翻转机构13安装超声速内压缩段3内(即设置在唇口5至进气道喉部区域内)，且与超声速外压缩段1及亚声速内压缩段4的内壁面一体设置；增压系统14与囊式半膜翻转机构13连接，通过增压系统14向囊式半膜翻转机构13增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部6流通面积的调节，满足低马赫数下大流量起动和高马赫数下高总压恢复性能的需求。

如图4所示，本发明增压系统14安装在飞行器的仪器舱8内，该仪器舱8是由飞行器外壁面10和进气道内壁面9(包括超声速外压缩段1的内壁面和超声速内压缩段3的内壁面)围成。在本发明实施例中，增压系统14具体可包括高压气瓶15、电爆阀16和管路等，高压气瓶15通过管路与囊式半膜翻转机构13的内腔连通，电爆阀16设置在管路上。

如图1和图2所示，本发明实施例中的超声速进气道12为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段1和内压缩段2，其超声速外压缩段1采用了轴对称或特征线生成的弯曲预压缩面，该面与飞行器前体7型面进行一体化设计。内压缩段2包括超声速内压缩段3和亚声速内压缩段4，其相当于一个倒拉瓦尔管型流道，通道截面积沿轴向呈收缩——扩张型，其最小面积的截面积称为临界截面或喉道；囊式半膜翻转机构13安装在超声速内压缩段3内，其上下游分别与超声速外压缩段1和亚声速内压缩段4的内壁面连接，连接处要求结构强度高，密封可靠。在低马赫数起动阶段，通过给囊式半膜翻转机构13预充填低压气体，使囊式半膜翻转机构13向流道外凹陷，保证进气道喉部6较大，进气道具备气流的大流量捕获能力；当来流马赫数较高时，通过增压系统14给囊式半膜翻转机构13充填高压气体，使进气道喉部6向流道内翻转，堵塞部分进气道喉部6的面积，从而提升高马赫数下的总压恢复性能。

本发明实施例中，进气道喉部6的长度为其高度的4～6倍，且进气道喉部存在0.5°～2°的扩张角，囊式半膜翻转机构设计成气囊，小喉道时利用高压气瓶15充气，大喉道时气囊排气，此种调节方式简单、可靠，结构紧凑，占用飞行器空间较小；同时，半膜翻转结构采用囊式结构，作为进气道唇口5到喉道段的部分压缩型面，在设计时与超声速外压缩段及亚声速内压缩段的内壁面进行一体化设计，优化流场流线，减少凸起型面带来的激波损失，有效控制流场畸变，达到高总压恢复性能的目标。此外，囊式半膜翻转机构采用钛合金半膜材料，可以获得高的强度和耐久性，在半膜翻转前后，其结构稳定，能够适应进气道在气流动态特性下的稳定工作；另外，采用钛合金半膜材料，薄壁焊接较容易，并且在高温下的机械性能较高，能够满足进气道高温条件下长时间工作要求。

上述半膜翻转可调型超声速进气道12通过合理设计进气道唇口5到喉道段半膜结构，利用半膜翻转前后，对进气道喉道在高、低来流马赫数下的流通面积的调节，适应高、低来流马赫数对喉道流通能力的需求，从而增强低马赫数来流下的起动特性，提高高马赫数来流下的总压恢复系数。本实施例中，进气道通过简单的半膜翻转调节，实现在低马赫数2.0～3.0，进气道顺利起动，在高马赫数3.0～4.5下，总压恢复系数增加约18％左右。

本发明实施例中，超声速进气道12的外压缩段具体可采用锥加等熵压缩形式，进一步提高了进气道压缩效率和性能。外压缩面11的初始压缩角为14°，总压缩角为32.6°，等熵压缩面采用有旋特征线法计算得到，有旋特征线法的迭代公式为：

其中：x为横坐标，y为纵坐标，坐标原点在进口的下角点，x方向为进口水平方向，y方向为水平方向的法向。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；(x₁,y₁)、(x₂,y₂)、(x₃,y₃)分别是特征线单元上三个不同点的坐标值，初始时为初值线上的三个不同点的坐标值，后来则为根据有旋特征线法求取的前一步的特征线上的三个不同点的坐标值；(x₄,y₄)是待求特征线上对应离散点坐标值；

是纵坐标y₁、y₄的平均值；

是纵坐标y₂、y₄的平均值。

Claims (5)

1.一种半膜翻转超声速可调进气道，其特征在于：包括超声速进气道(12)、囊式半膜翻转机构(13)和增压系统(14)；

所述超声速进气道(12)为混压式、二元环形管状结构，包括超声速外压缩段(1)和内压缩段(2)，所述内压缩段(2)包括超声速内压缩段(3)和亚声速内压缩段(4)；

所述囊式半膜翻转机构(13)位于超声速内压缩段(3)上，且与超声速外压缩段(1)及亚声速内压缩段(4)的内壁面一体设置；

所述增压系统(14)与囊式半膜翻转机构(13)连接，增压系统(14)向囊式半膜翻转机构(13)增加高压气体使其翻转，实现对进气道喉部(6)流通面积的调节；在低马赫数飞行时，囊式半膜翻转机构(13)内的气体压力较小，囊式半膜翻转机构(13)在外部气动力的作用下向内凹陷，进气道喉部(6)流通面积增大，实现低马赫数大流量起动；在高马赫数飞行时，囊式半膜翻转机构(13)内充填高压气体，囊式半膜翻转机构(13)向外鼓起，进气道喉部(6)流通面积减小，实现高马赫数下的高总压恢复；

所述囊式半膜翻转机构(13)采用钛合金半膜材料制作；

所述超声速进气道(12)包括超声速外压缩段(1)和内压缩段(2)，所述超声速外压缩段(1)采用轴对称或特征线生成的弯曲预压缩面，且与飞行器前体(7)的型面一体化设置，所述内压缩段(2)为倒拉瓦尔管型流道，通道截面积沿轴向呈收缩-扩张型。

2.根据权利要求1所述的半膜翻转超声速可调进气道，其特征在于：所述增压系统(14)包括高压气瓶(15)和电爆阀(16)，所述高压气瓶(15)通过管路与囊式半膜翻转机构(13)的内腔连通，所述电爆阀(16)设置在管路上。

3.根据权利要求2所述的半膜翻转超声速可调进气道，其特征在于：所述增压系统(14)设置在超声速进气道(12)的仪器舱(8)内。

4.根据权利要求3所述的半膜翻转超声速可调进气道，其特征在于：所述进气道喉部(6)的长度是进气道喉部(6)高度的4～6倍，且进气道喉部设置有0.5°～2°的扩张角。

5.根据权利要求4所述的半膜翻转超声速可调进气道，其特征在于：所述超声速进气道(12)的外压缩段采用锥加等熵压缩形式，外压缩面(11)的初始压缩角为14°，总压缩角为32.6°，等熵压缩面采用有旋特征线法计算得到。

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