CN113864053A - 基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道及方法 - Google Patents

基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道及方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道及方法，所述进气道包括进气道中心体，所述进气道中心体为三级锥结构，所述进气道中心体上设置有整流罩，进气道中心体与整流罩之间设置有通道，进气道中心体与整流罩通过支撑连接，支撑呈中心对称分布；所述整流罩上开设有多排泄流缝，所述泄流缝的开缝面积可控。本发明通过在整流罩开泄流泄流缝，将气流直接排放到进气道外，不需特殊考虑气流流路问题，简化了结构；改善了进气道起动性能，降低进气道起动马赫数，可实现马赫数1.5‑4范围内工作；调节流量，使之满足不同飞行工况下的发动机流量需求。

Description

基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道及方法
技术领域
本发明涉及一种基于泄流缝可控制开关的超音速轴对称进气道，属于进气道气动设计领域。
背景技术
目前，超音速和高超音速飞行器成为各军事强国关注焦点。进气道作为吸气式推进系统的主要迎风部件之一，其性能的优劣对吸气式推进系统乃至整个飞行器的气动性能均具有重要的影响。飞行器要实现从地面起飞到超声速乃至高超声速的宽速域飞行，要求进气道即要在较宽范围内稳定工作，又要在设计状态下性能高。进气道设计通常是以高飞行马赫数为设计点，但在非设计点，定几何设计的进气道在低马赫数会出现一种恶劣的现象——不起动，导致发动机喘振，推力急剧下降。为避免这种现象，进气道通常采取几何型面可变措施。
由于轴对称进气道结构简单、压缩效率高、迎风面积利用率高等优点，最早得到了应用。常见的轴对称进气道变几何方案有可移中心锥、可调压缩面、可调喉道以及可调唇罩,而且为提升进气道性能，常与流场控制措施相组合。美国的SR-71及RATTLRS导弹采用了可移中心锥及旁路放气措施，提升进气道稳定工作范围；美国的“台阶式”进气道及日本的“伞”形、MRD进气道通过移动前体，实现前体压缩面可调以匹配流量； Lois J.Weir等人提出了一种喉道面积可调的TCCB型轴对称变几何进气道。在低飞行马赫数时，通过转动进气道在中心一周均匀分布三个可以向内偏转的压缩板，扩大喉道面积，使进气道起动。
以上几种轴对称变几何方案虽然解决了低马赫数时进气道起动问题，但在变几何过程中，由于轴对称进气道型面为曲面，对进气道型面改动较大，造成型面不连续，且容易引起密封问题。这些问题都将增加变几何结构的复杂性。因此，设计一种简单的、对定几何进气道气动型面改动较小的进气道设计思路及方案是很有必要的。
发明内容
本发明的目的是提供一种基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道及方法，以解决宽速域(Ma＝0-4)定几何超音速轴对称进气道存在的低马赫数不起动问题及进气道/发动机流量不匹配问题。
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，包括进气道中心体，所述进气道中心体为三级锥结构，所述进气道中心体上设置有整流罩，进气道中心体与整流罩之间设置有通道，进气道中心体与整流罩通过支撑连接，支撑呈中心对称分布；所述整流罩上开设有多排泄流缝，所述泄流缝的开缝面积可控。
所述泄流缝包括内压段泄流缝和扩张段泄流缝，内压段泄流缝开设在整流罩的内压段，扩张段泄流缝开设在整流罩的扩张段。
所述泄流缝布置于整流罩的周向，内圈为360°环缝，外圈为中心对称间隔环缝。
所述内压段泄流缝和扩张段泄流缝均为多排。
所述整流罩上位于内压段泄流缝处设置有一个凹槽，该凹槽中设置有内压段圆筒，内压段圆筒能够在该凹槽内前后移动，通过移动内压段圆筒调节内压段泄流缝开关状态来调整开缝面积；在内压段泄流缝完全打开时内压段圆筒后端与整流罩齐平，内压段泄流缝关闭时内压段圆筒前端与整流罩齐平。
所述整流罩上位于扩张段泄流缝处设置有一个凹槽，该凹槽中设置有扩张段圆筒，扩张段圆筒能够在该凹槽内前后移动，通过移动扩张段圆筒调节扩张段泄流缝开关状态来调整开缝面积；在扩张段泄流缝完全打开时扩张段圆筒后端与整流罩齐平，扩张段泄流缝关闭时扩张段圆筒前端与整流罩齐平。
所述内压段泄流缝相对于整流罩倾斜设置，内压段泄流缝与整流罩的夹角θ＝30°，单个内压段泄流缝的宽度为5mm，相邻内压段泄流缝的间隔为5mm
所述扩张段泄流缝相对于整流罩倾斜设置，扩张段泄流缝与整流罩的夹角θ＝30°，单个扩张段泄流缝的宽度为10mm，相邻扩张段泄流缝的间隔为10mm。
一种基于所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道的流量调节方法，步骤为：
在低马赫数时，在进气道喉道前内压段通道面积等于低马赫数起动时理论喉道面积的位置处，出现气流壅塞；
在壅塞区前的内压段整流罩开泄流缝，将冗余超音速气流引到整流罩内部，使进气道起动；
进气道正常工作时，结尾激波位于喉道后，扩张段泄流缝位于亚音速气流中，依靠压差和开缝面积泄流，依靠调节开缝面积来改变进气道流量；
其中，所述低马赫数为Ma≤2.5。
有益效果：本发明通过在整流罩开泄流泄流缝，将气流直接排放到进气道外，不需特殊考虑气流流路问题，简化了结构；改善了进气道起动性能，降低进气道起动马赫数，可实现马赫数1.5-4范围内工作；调节流量，使之满足不同飞行工况下的发动机流量需求。
附图说明
图1a是泄流缝可控开关超音速轴对称进气道模型的剖视图；
图1b是泄流缝可控开关超音速轴对称进气道模型的整体图；
图2是轴对称进气道不同角度剖视图；
图3是轴对称进气道周向0°方向剖视图；
图4是轴对称进气道周向45°方向剖视图；
图5是不同马赫数下开缝前后流量系数对比图；
图中：1-进气道中心体，2-内压段泄流缝，3-内压段圆筒，4-整流罩，5-扩展段泄流缝，6-扩张段圆筒，7-支撑，8-低马赫数时进气道不起动时起始堵塞位置。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
本发明主要针对宽速域定几何超音速轴对称进气道存在的起动及流量匹配问题，提出了一种基于泄流缝可控制开关的Ma0-4超音速轴对称进气道及流量调节方法。
某涡轮发动机流量需求如图5中虚线所示，下三角虚线为涡轮发动机流量上限，上三角虚线为涡轮发动机流量下限，即流量需求为一个区间。而数值仿真的定几何(不开泄流缝)进气道捕获流量大于发动机流量需求，且最小起动马赫数Ma＝3，存在起动及进气道/发动机流量匹配问题。为将超音速轴对称进气道工作范围拓宽到0-4马赫(只考虑Ma>1，Ma＝1-1.5,进气道以外压式模式工作，无需考虑起动)，即最小起动马赫数减小到Ma＝2，并实现进气道/发动机流量匹配问题，采取以下措施：
根据图1a和1b所示，本发明的基于泄流缝可控制开关的Ma0-4超音速轴对称进气道包括进气道中心体1，进气道中心体1为三级锥结构，进气道中心体1上设置有整流罩4，进气道中心体1与整流罩4之间设置有通道，进气道中心体1与整流罩4通过支撑7连接，支撑7呈中心对称分布；整流罩4上开设有多排泄流缝，泄流缝的开缝面积可控。
泄流缝包括内压段泄流缝2和扩张段泄流缝5，内压段泄流缝2开设在整流罩4的内压段，扩张段泄流缝5开设在整流罩4的扩张段。内压段泄流缝2和扩张段泄流缝5 均为多排。
整流罩4上位于内压段泄流缝2处设置有一个凹槽，该凹槽中设置有内压段圆筒3，内压段圆筒3能够在该凹槽内前后移动，通过移动内压段圆筒3调节内压段泄流缝2开关状态来调整开缝面积；在内压段泄流缝2完全打开时内压段圆筒3后端与整流罩4齐平，内压段泄流缝2关闭时内压段圆筒3前端与整流罩4齐平。
整流罩4上位于扩张段泄流缝5处设置有一个凹槽，该凹槽中设置有扩张段圆筒6，扩张段圆筒6能够在该凹槽内前后移动，通过移动扩张段圆筒6调节扩张段泄流缝5开关状态来调整开缝面积；在扩张段泄流缝5完全打开时扩张段圆筒6后端与整流罩齐平，扩张段泄流缝5关闭时扩张段圆筒6前端与整流罩齐平。
图2为泄流缝倾斜角度θ、间隔D-d以及泄流缝位置与进气道不起动时堵塞区相对位置示意图。内压段泄流缝2相对于整流罩4倾斜设置，内压段泄流缝与整流罩的夹角θ＝30°，单个内压段泄流缝的宽度d为5mm，相邻内压段泄流缝的间隔D为5mm。扩张段泄流缝5相对于整流罩4倾斜设置，扩张段泄流缝与整流罩的夹角θ＝30°，单个扩张段泄流缝的宽度d为10mm，相邻扩张段泄流缝的间隔D为10mm。
图3、图4为轴对称进气道周向0°及45°方向剖视图。泄流缝布置于整流罩的周向，内圈为360°环缝，外圈为中心对称间隔环缝。
本发明的工作原理：定几何混压进气道在低马赫数时(Ma≤2.5)出现进气道不起动现象，这是因为设计状态(Ma＝4)下确定的喉道面积在低马赫数时，进气道捕获的流量大于设计喉道面积所能通过的流量。因此低马赫数时，在进气道喉道前内压段通道面积等于低马赫数起动时理论喉道面积的位置处，出现气流壅塞。本发明通过在壅塞区前的内压段整流罩开泄流缝，将冗余超音速气流引到整流罩内部，使进气道起动；进气道正常工作时，结尾激波位于喉道后，扩张段泄流缝位于亚音速气流中，主要依靠压差和开缝面积泄流，主要依靠调节开缝面积来改变进气道流量。
表1为发明的基于泄流缝可控制开关的轴对称进气道工作方式，即流量调节方法。具体为：
Ma<1.5时，泄流缝全关闭；
Ma＝1.5时，向后移动内压段圆筒3，内压段泄流缝开14个缝，调节流量；
Ma＝2时，内压段圆筒3向后移动，开21个缝，进气道起动，同时向后移动扩张段圆筒6，开一个缝，调节流量使进气道/发动机流量匹配；
Ma＝2.5时，内压段圆筒3向前移动，开15个缝，进气道起动，保持扩张段开1个缝,调节流量使进气道/发动机流量匹配；
Ma＝3时，内压段圆筒3向前移动，内压段泄流缝全关闭，同时向后移动扩张段圆筒6，开4个缝，调节流量使进气道/发动机流量匹配；
Ma＝3.5时，向前移动扩张段圆筒6，开2个缝，调节流量使进气道/发动机流量匹配；
Ma＝4时，向前移动扩张段圆筒6，关闭所有扩张段泄流缝。
表1
Figure RE-GDA0003379083100000051
图5为进气道不同飞行马赫数下流量系数变化曲线。下三角虚线为涡轮发动机流量上限，上三角虚线为涡轮发动机流量下限，即流量需求为一个区间。圆形实线为定几何进气道起动时的流量系数，方形实线为泄流缝调节后进气道流量系数(Ma＝1.5外压式工作)。通过本发明设计的基于泄流缝可控制开关的轴对称进气道方案，进气道最小起动马赫数由3降到2，且实现了进气道/发动机流量匹配目标。
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)

1.一种基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：包括进气道中心体，所述进气道中心体为三级锥结构，所述进气道中心体上设置有整流罩，进气道中心体与整流罩之间设置有通道，进气道中心体与整流罩通过支撑连接，支撑呈中心对称分布；所述整流罩上开设有多排泄流缝，所述泄流缝的开缝面积可控。
2.根据权利要求1所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述泄流缝包括内压段泄流缝和扩张段泄流缝，内压段泄流缝开设在整流罩的内压段，扩张段泄流缝开设在整流罩的扩张段。
3.根据权利要求1或2所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述泄流缝布置于整流罩的周向，内圈为360°环缝，外圈为中心对称间隔环缝。
4.根据权利要求2所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述内压段泄流缝和扩张段泄流缝均为多排。
5.根据权利要求2所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述整流罩上位于内压段泄流缝处设置有一个凹槽，该凹槽中设置有内压段圆筒，内压段圆筒能够在该凹槽内前后移动，通过移动内压段圆筒调节内压段泄流缝开关状态来调整开缝面积；在内压段泄流缝完全打开时内压段圆筒后端与整流罩齐平，内压段泄流缝关闭时内压段圆筒前端与整流罩齐平。
6.根据权利要求2所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述整流罩上位于扩张段泄流缝处设置有一个凹槽，该凹槽中设置有扩张段圆筒，扩张段圆筒能够在该凹槽内前后移动，通过移动扩张段圆筒调节扩张段泄流缝开关状态来调整开缝面积；在扩张段泄流缝完全打开时扩张段圆筒后端与整流罩齐平，扩张段泄流缝关闭时扩张段圆筒前端与整流罩齐平。
7.根据权利要求2所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述内压段泄流缝相对于整流罩倾斜设置，内压段泄流缝与整流罩的夹角θ＝30°，单个内压段泄流缝的宽度为5mm，相邻内压段泄流缝的间隔为5mm。
8.根据权利要求2所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道，其特征在于：所述扩张段泄流缝相对于整流罩倾斜设置，扩张段泄流缝与整流罩的夹角θ＝30°，单个扩张段泄流缝的宽度为10mm，相邻扩张段泄流缝的间隔为10mm。
9.一种基于权利要求1-8任一所述的基于泄流缝可调的Ma4级超音速轴对称进气道的流量调节方法，其特征在于：步骤为：
在低马赫数时，在进气道喉道前内压段通道面积等于低马赫数起动时理论喉道面积的位置处，出现气流壅塞；
在壅塞区前的内压段整流罩开泄流缝，将冗余超音速气流引到整流罩内部，使进气道起动；
进气道正常工作时，结尾激波位于喉道后，扩张段泄流缝位于亚音速气流中，依靠压差和开缝面积泄流，依靠调节开缝面积来改变进气道流量；
其中，所述低马赫数为Ma≤2.5。
10.根据权利要求9所述的流量调节方法，其特征在于：
进气道马赫数Ma<1.5时，泄流缝全关闭；
进气道马赫数Ma＝1.5时，向后移动内压段圆筒,调节流量；
进气道马赫数Ma＝2时,内压段圆筒向后移动，进气道起动，同时向后移动扩张段圆筒，调节流量使进气道/发动机流量匹配；
进气道马赫数Ma＝2.5时,内压段圆筒向前移动，进气道起动，保持扩张段泄流缝开1个缝,调节流量使进气道/发动机流量匹配；
进气道马赫数Ma＝3时，内压段圆筒向前移动，内压段泄流缝全关闭，同时向后移动扩张段圆筒，调节流量使进气道/发动机流量匹配；
进气道马赫数Ma＝3.5时，向前移动扩张段圆筒,调节流量使进气道/发动机流量匹配；
进气道马赫数Ma＝4时，向前移动扩张段圆筒，关闭所有扩张段泄流缝。
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