CN113738511A - 提高tbcc进气道模态转换气密性的分流板设计方法 - Google Patents

Abstract

提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，包括以下步骤：1)设计TBCC进气道的内隔板的形状和位置；2)设计前分流板的形状；3)设计后分流板的形状；4)前分流板的形状优化：5)后分流板的形状优化；前分流板的固定端与一级压缩段转轴连接，另一端为自由端；后分流板的固定端与涡轮通道上壁面转轴连接，另一端为自由端；前分流板和后分流板的自由端在绕转轴转动的过程中始终保持相互接触；前分流板和后分流板的主体形状为类矩形，二者的自由端型面为曲面，且曲率半径变化规则相对称。本发明分流板具有更好的气密性，能更好的控制模态转变过程中的溢流现象，保证模态转换过渡顺畅的同时更好的保护其他外露元器件的安全。

Description

提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法

技术领域

本发明涉及宽速域飞行器的组合进气道领域，尤其涉及提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法。

背景技术

宽速域飞行器是未来航空器发展的一个重要方向，飞行器的推进系统也在不断地更新。为了实现宽速域飞行，组合发动机技术成为了适合当前发动机技术的理想方案，主要分为RBCC(火箭基组合循环)和TBCC(涡轮基组合循环)两大类，在航空领域以TBCC发动机为代表，其是将涡轮发动机和冲压发动机技术组合到一起，进而整合了涡轮发动机和冲压发动机在各自适用飞行范围内的优势。

进气道是推进系统的重要部件之一，其作用是为发动机提供品质优良的气流，为组合动力提供气流的组合进气道的性能对推进系统有重大的影响。在宽速域工作范围内，组合进气道能否实现工作模态之间的平稳过渡是组合进气道设计的重点与难点，也是组合动力技术的关键点之一。为了充分发挥组合动力的优势，满足涡轮发动机和冲压发动机工作条件，TBCC组合进气道多为可变几何进气道。

模态转换过程是TBCC推进系统涡轮模态与冲压模态相互转换的过程，只有组合进气道完成平稳的模态转换过程，组合动力才能最大程度的发挥其优势。由于模态转换过程中，进气道内会出现非定常气动现象，导致流场不稳定，易出现进入涡轮发动机与冲压发动机的流量不平衡以及气流品质不满足要求的情况，为保证TBCC推进系统的稳定工作，需确保其在模态转化过程中的气动稳定性。

分流板作为进气道实现变几何的主要活动部件，在模态转换过程中分流板将对流场产生巨大的影响。因此，对分流板进行外型优化减小其对流场性能的影响具有重要意义。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，包括以下步骤：

1)设计TBCC进气道的内隔板的形状和位置：首先通过给定入口型线，在给定的基准流场中对入口型线进行流线追踪得到进气道的壁面以及冲压通道喉道截面形状，再对进气道壁面进行光顺修正，使进气道上壁面的一级压缩段和二级压缩段的交线为直线，得到进气道的理论压缩段壁面，最后根据冲压通道喉道截面形状确定进气道内隔板的形状和位置；

2)设计前分流板的形状：取步骤1)进气道的一级压缩段和二级压缩段的交线为前分流板的转轴，二级压缩段上壁面作为前分流板，其形状为类矩形；

3)设计后分流板的形状：首先根据步骤1)中设计的冲压通道喉道截面面积，结合冲压通道与涡轮通道的流量分配需要，确定涡轮通道的喉道面积；然后将前分流板绕转轴旋转一定角度，使前分流板的自由端与冲压通道喉道上型线围成的矩形的面积与涡轮通道喉道面积相等，该位置即为前分流板的极限位置，并取该旋转角度为前分流板开启的极限角度；最后，将处于极限位置的前分流板的自由端作为起始边生成与流线平行的类矩形面，该类矩形面的长度与前分流板长度相同，该类矩形面即为后分流板的形状。

本发明还包括以下步骤：

4)前分流板的形状优化：以前分流板与冲压通道上壁面的夹角的补角加上一个初始角，以前分流板和后分流板的自由端在旋转过程中的距离为半径，构造螺旋线方程，并以前分流板的自由端边线作为母线，生成以螺旋线为边的类矩形曲面，该类矩形曲面即为前分流板优化段，将前分流板与前分流板优化段拼接，即得优化后的前分流板；

5)后分流板的形状优化：在后分流板的自由端生成一段与前分流板优化段的相合的楔面，该楔面的曲率半径变化规律与前分流板优化段的曲率半径变化规则相对称，该楔面即为后分流板优化段，将后分流板优化段与后分流板的上壁面连接，即得优化后的后分流板。

在步骤2)中，前分流板的自由端为直线，将该直线沿流向延伸生成与冲压通道上壁面成一定角度的类矩形面，该类矩形面即为涡轮通道下壁面。

所述一定角度可根据给定的涡轮通道出口位置进行选取，若无涡轮通道出口位置限制，该角度选取为3～5°。

所述初始角的角度与生成涡轮通道下壁面的角度相同。

提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板，包括前分流板和后分流板，所述前分流板的固定端与进气道的一级压缩段转轴连接，另一端为自由端；所述后分流板的固定端与涡轮通道上壁面转轴连接，另一端为自由端；前分流板和后分流板的自由端在绕转轴转动的过程中始终保持相互接触。

所述前分流板和后分流板的主体形状为类矩形，二者的自由端型面为曲面，且曲率半径变化规则相对称。

所述前分流板和后分流板的主体长度相等。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

模态转换过程中存在诸多不确定因素，为了避免模态转换过程中分离板开闭导致的高超声速气流溢流对飞行器的电子元器件造成破坏，本发明提出一种提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，相比于传统的分流板，该方法制成的分流板具有更好的气密性，能更好的控制模态转变过程中的溢流现象；所述飞行器有冲压模态和涡轮模态两种工作模态，可根据不同飞行速度选择适合的工作模态，使飞行器实现宽速域飞行，传统的分流板在设计时仅考虑分离板曲面形状，仅保证了通道开起时壁面的平滑，没有考虑在模态转换过程中，分流板的厚度及两分流板接触点的气密性，本发明通过分流板的型面设计提高飞行器在工作模态切换过程中的气密性，在保证模态转换过渡顺畅的同时更好的保护其他外露元器件的安全，此外，本发明生成的分流板其前端为一光滑曲面，能够有效减少气流的总压损失。

附图说明

图1为组合进气道的总体结构示意图；

图2为前分流板和后分流板的结构示意图；

图3为涡轮通道工作模态时的分流板状态示意图；

图4是模态转换50％进度下的分流板状态示意图；

图5是冲压工作模态时的分流板状态示意图。

图中标记为：一级压缩段1，前分流板的转轴2，前分流板3，后分流板4，后分流板的转轴5，涡轮通道上壁面6，涡轮通道7，冲压通道8，涡轮通道下壁面9，冲压通道上壁面10，后分流板优化段11，前分流板优化段12。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚、明白，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

如图1～2所示，提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，包括以下步骤：

1)设计TBCC进气道的内隔板的形状和位置：首先通过给定入口型线，在给定的基准流场中对入口型线进行流线追踪得到进气道的壁面以及冲压通道8喉道截面形状，再对进气道壁面进行光顺修正，使进气道上壁面的一级压缩段1和二级压缩段的交线为直线，得到进气道的理论压缩段壁面，最后根据冲压通道8的喉道截面形状确定进气道内隔板的形状和位置，冲压通道上壁面10即为进气道内隔板的下壁面；

2)设计前分流板3的形状：取步骤1)进气道的一级压缩段1和二级压缩段的交线为前分流板的转轴2，二级压缩段上壁面作为前分流板3，其形状为类矩形；前分流板3的自由端为直线，将该直线沿流向延伸生成与冲压通道上壁面10成一定角度的类矩形面，该类矩形面即为涡轮通道下壁面9，该角度可根据给定的涡轮通道出口位置进行选取，若无涡轮通道出口位置限制，一般为3～5°；

3)设计后分流板4的形状：首先根据步骤1)中设计的冲压通道8的喉道截面面积，结合冲压通道8与涡轮通道7的流量分配需要，确定涡轮通道7的喉道面积；然后将前分流板3绕转轴旋转一定角度，使前分流板3的自由端与冲压通道8喉道上型线围成的矩形的面积与涡轮通道7喉道面积相等，该位置即为前分流板3的极限位置，并取该旋转角度为前分流板3开启的极限角度；最后，将处于极限位置的前分流板3的自由端沿流向延伸，生成与涡轮通道下壁面9平行的涡轮通道7等直段，在涡轮通道7等直段上壁面取后分流板4，其与前分流板3等长；后分流板的转轴5位于涡轮通道7等直段，且与前分流板的转轴2平行；

由于模态转换中前分流板3和后分流板4的转动是相互配合的，因此对前分流板3和后分流板4的优化需将两者的配合关系考虑在内，两分流板的转动关系由仿真结果计算获得；根据旋转规则，以两分流板自由端在旋转过程中的距离为依据，对前分流板3进行形状优化，如图2所示，前分流板3的优化方式为在理论前分流板3的自由端生成前分流板优化段12，后分流板4的优化方式为在理论后分流板4的自由端生成后分流板优化段11，具体地优化方法如下：

4)前分流板3的形状优化：以前分流板3与冲压通道上壁面10的夹角的补角加上一个初始角，该初始角度与生成涡轮通道下壁面9的角度相同；以前分流板3和后分流板4的自由端在旋转过程中的距离为半径，构造螺旋线方程，并以前分流板3的自由端边线作为母线，生成以螺旋线为边的类矩形曲面，该类矩形曲面即为前分流板优化段12，将前分流板3与前分流板优化段12拼接，即得优化后的前分流板；

5)后分流板4的形状优化：在后分流板4的自由端生成一段与前分流板优化段11的相合的楔面，该楔面的曲率半径变化规律与前分流板优化段12的曲率半径变化规则相对称，该楔面即为后分流板优化段11，该楔面能够达到如下效果：在运动过程中，两分流板曲面半径的接触线上相等；将后分流板优化段11与后分流板4的上壁面连接，即得优化后的后分流板；

提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板，包括前分流板3和后分流板4，所述前分流板3的固定端与进气道的一级压缩段1转轴连接，另一端为自由端；所述后分流板4的固定端与涡轮通道上壁面6转轴连接，另一端为自由端；前分流板3和后分流板4的自由端在绕转轴转动的过程中始终保持相互接触；所述前分流板3和后分流板4的主体形状为类矩形，二者的自由端型面为曲面，且曲率半径变化规则相对称。

如图3所示，在涡轮通道7开起的状态下，后分流板优化段11与前分流板优化段12贴合紧密，使气流经过一级压缩段1压缩后，分别流向冲压通道8和涡轮通道7。如图4所示，在模态转换过程中，即两分流板转动的过程中，后分流板优化段11靠近前缘的区域与前分流板优化段12靠近前缘的区域贴合，且前分流板优化段12在上侧，后分流板优化段11在下侧，气流经一级压缩段1压缩后，沿着前分流板3、前分流板优化段12、后分流板优化段11和后分流板4构成的平滑壁面流入涡轮通道7和冲压通道8。图5所示为冲压模态，该模态下前分流板3与冲压通道上壁面10接触，前分流板3作为二级压缩型面工作，气流经一级压缩段1压缩后，再经前分流板3压缩，进入冲压通道8。

Claims (9)

1.提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)设计TBCC进气道的内隔板的形状和位置：首先通过给定入口型线，在给定的基准流场中对入口型线进行流线追踪得到进气道的壁面以及冲压通道喉道截面形状，再对进气道壁面进行光顺修正，使进气道上壁面的一级压缩段和二级压缩段的交线为直线，得到进气道的理论压缩段壁面，最后根据冲压通道喉道截面形状确定进气道内隔板的形状和位置；

2)设计前分流板的形状：取步骤1)进气道的一级压缩段和二级压缩段的交线为前分流板的转轴，二级压缩段上壁面作为前分流板，其形状为类矩形；

3)设计后分流板的形状：首先根据步骤1)中设计的冲压通道喉道截面面积，结合冲压通道与涡轮通道的流量分配需要，确定涡轮通道的喉道面积；然后将前分流板绕转轴旋转一定角度，使前分流板的自由端与冲压通道喉道上型线围成的矩形的面积与涡轮通道喉道面积相等，该位置即为前分流板的极限位置，并取该旋转角度为前分流板开启的极限角度；最后，将处于极限位置的前分流板的自由端作为起始边生成与流线平行的类矩形面，该类矩形面的长度与前分流板长度相同，该类矩形面即为后分流板的形状。

2.如权利要求1所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，其特征在于还包括以下步骤：

4)前分流板的形状优化：以前分流板与冲压通道上壁面的夹角的补角加上一个初始角，以前分流板和后分流板的自由端在旋转过程中的距离为半径，构造螺旋线方程，并以前分流板的自由端边线作为母线，生成以螺旋线为边的类矩形曲面，该类矩形曲面即为前分流板优化段，将前分流板与前分流板优化段拼接，即得优化后的前分流板。

3.如权利要求2所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，其特征在于还包括以下步骤：

5)后分流板的形状优化：在后分流板的自由端生成一段与前分流板优化段的相合的楔面，该楔面的曲率半径变化规律与前分流板优化段的曲率半径变化规则相对称，该楔面即为后分流板优化段，将后分流板优化段与后分流板的上壁面连接，即得优化后的后分流板。

4.如权利要求1所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，其特征在于：步骤2)中，前分流板的自由端为直线，将该直线沿流向延伸生成与冲压通道上壁面成一定角度的类矩形面，该类矩形面即为涡轮通道下壁面。

5.如权利要求4所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，其特征在于：所述一定角度可根据给定的涡轮通道出口位置进行选取，若无涡轮通道出口位置限制，该角度选取为3～5°。

6.如权利要求2所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板设计方法，其特征在于：所述初始角的角度与生成涡轮通道下壁面的角度相同。

7.提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板，其特征在于：包括前分流板和后分流板，所述前分流板的固定端与进气道的一级压缩段转轴连接，另一端为自由端；所述后分流板的固定端与涡轮通道上壁面转轴连接，另一端为自由端；前分流板和后分流板的自由端在绕转轴转动的过程中始终保持相互接触。

8.如权利要求7所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板，其特征在于：所述前分流板和后分流板的主体形状为类矩形，二者的自由端型面为曲面，且曲率半径变化规则相对称。

9.如权利要求8所述的提高TBCC进气道模态转换气密性的分流板，其特征在于：所述前分流板和后分流板的主体长度相等。

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