CN114165337A - 一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构及设计方法，所述结构包括几何形状固定的基准进气道、电磁作动器阵列、总压传感器、静压传感器和PCA数据处理系统；所述基准进气道包括楔形的进气道外压缩段壁面和平行于进气方向的喉道等直段；所述电磁作动器阵列在进气道外压缩段壁面附近局部区域电离空气、并额外施加电磁场，利用电磁力作用于流场，从而对流场产生扰动，诱导产生一系列等熵压缩波，等熵压缩波参与压缩空气、调整进气道宽域工作的波系结构及流谱，使进气道始终工作在最优状态；本发明设计的进气道结构能够在没有任何活动部件的前提下，实现进气道在宽域范围内性能最优。

Description

一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构 及设计方法

技术领域

本发明涉及高超声速进排气技术领域，主要涉及一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构及设计方法。

背景技术

进气道是吸气式超燃冲压发动机捕获、压缩空气以供燃烧室燃烧的重要部件。吸气式高超声速武器动力系统工作范围非常宽广，其马赫数可达10左右。在设计进气道时，若设计点太高，则会牺牲低马赫数飞行段的性能，若设计点低，则会牺牲高马赫数飞行段的性能。经验表明，飞行器低马赫数段的性能至关重要，应该放在首要位置，这就导致设计点马赫数较低，当飞行器在高于设计点的马赫数工作时，激波会打入进气道唇口内部，造成热流甚至超额定状态，超额定状态也会造成进气道不起动事故。

目前，工业界解决吸气式超燃冲压发动机或其组合动力的方式，国内更多倾向于采用变几何技术，飞行器马赫数变化过程中采用几何调节技术，让发动机性能最优。然而，对于高超声速飞行器，高焓、高热流使得热防护成为飞行器长期稳定工作的关键，采用几何调节技术给热防护带来巨大困难，调节机构附近的密封与热防护极具挑战性、降低了飞行器的可靠性，而且调节机构重量大、技术复杂、响应慢。

与此同时，随着飞行马赫数增加，飞行器来流总温和靠近边界层的气体温度急剧升高，空气中氧气和氮气分子结构在高温下发生变化，再加上高超声速飞行器飞行高度高从而来流静压较低，这些因素都降低了空气电离的难度，电离空气的代价相对地面而言大幅度降低，主动利用高能电子束或强电场去局部电离空气，或被动利用激波后温升、并利用电磁流体技术去提升和改善高超声速吸气式冲压发动机性能在现实上具备可行性。

发明内容

发明目的：针对上述背景技术中存在的问题，本发明提供了一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构及设计方法，在进气道外压缩段壁面附近局部区域电离空气、并额外施加电磁场，利用电磁力作用于流场，从而对流场产生扰动，诱导产生一系列等熵压缩波，等熵压缩波参与压缩空气、调整进气道宽域工作的波系结构及流谱，使进气道始终工作在最优状态。

技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构，包括几何形状固定的基准进气道、电磁作动器阵列、总压传感器、静压传感器和PCA数据处理系统；所述基准进气道包括楔形的进气道外压缩段壁面和平行于进气方向的喉道；

在所述喉道沿进气流向分别取若干定点位置，每个位置分别布置1个总压传感器，并在上、下壁面和左右侧面分别布置静压传感器；所述总压传感器和静压传感器与 PCA数据处理系统相连，将传感器数据传输至PCA数据处理系统；

所述PCA数据处理系统还与电磁作动器阵列连接，通过调整电磁控制参数控制电磁作动器阵列；所述电磁作动器阵列布置在进气道外压缩段壁面，每个电磁作动器生成的电磁力包括与进气流动方向相反的分量和与流动方向垂直的分量；

所述几何形状固定的基准进气道通过进气道压缩角产生固定激波，承担部分进气压缩任务，电磁作动器阵列通过电离进气道外压缩段壁面附近局部区域的空气，并施加电磁场，通过所述电磁场对流场进行扰动，进而产生等熵压缩波，与固定激波一起完成进气压缩，调整进气道宽域工作的波系结构及流谱，使进气道始终工作在最优状态。

进一步地，在喉道沿进气流向取3个定点位置(x₁,x₁+δ,x₁+2δ)，在每个位置均布置1个总压传感器，并在每个位置的上下左右四个面的中心处分别布置静压传感器；所述PCA数据处理系统在飞行器飞行过程中接收喉道3个监控截面的总压和静压数据，并进行平均处理，获得喉道的平均总压

和平均静压

结合飞行器的高度和飞行马赫数，确定平均压比

平均总压恢复系数

和流量，其中p_∞代表来流静压；预判进气道的工作状态，实时调整电磁控制参数；所述电磁控制参数包括电压U、磁感应强度B和启用的电磁控制列阵编号；PCA数据处理系统将调整后的电磁控制参数传递给电磁作动器阵列，各电磁作动器按要求进行电离、并施加电磁场，产生附加压缩等熵波，对进气道气流进行进一步压缩；使进气道在满足发动机控制要求的增压比的前提下获得最大总压恢复和最小能源消耗。

进一步地，试验或飞行过程中，PCA数据处理系统根据喉道总静压、飞行马赫数、飞行攻角、侧滑角、燃烧室反压、电磁场参数和等离子体电导率的历史数据，提取特征值和特征向量，并对特征值λ_i从大到小进行排序，选取能量

的模态的特征向量，利用径向基多元函数法构建性能指标和控制量函数关系的智能预测系统；所述性能指标包括：总压恢复系数、流量系数、压比和能耗；所述控制量函数包括：飞行马赫数、攻角、侧滑角；后续飞行中根据所述智能预测系统获得最大总压恢复和最低能耗。

一种采用上述宽域高超声速进气道结构的设计方法，包括以下步骤：

步骤S1、设计基准进气道；基于低马赫飞行任务段的要求，基准进气道设计点满足飞行马赫数范围为2-6；

步骤S2、进气道外压缩段壁面设计电磁作动器阵列，包括若干电磁作动器单元；每个电磁作动器单元产生包括与进气流动方向相反的分量和与流动方向垂直的分量；每个电磁作动器单元的开关均与PCA数据处理系统相连；

步骤S3、在喉道沿进气流向取3个定点位置进行监控，所述PCA数据处理系统在飞行器飞行过程中接收喉道3个监控截面的总压和静压数据，并进行平均处理，获得喉道的平均总压和静压；结合飞行器的高度和飞行马赫数，判断控制系统要求的压强和当前压强之间的压缩余量△p＝p_req-p；

步骤S4、PCA数据处理系统根据压缩余量，依次控制电磁作动器阵列打开，直到喉道处平均静压达到静压比要求，此时的电磁控制参数作为满足条件的基准A；

步骤S5、继续调整电磁作动器阵列，逐步切换列阵开关，PCA数据处理系统在保证喉道静压比变化不超过预设阈值的情况下，搜索和选择最大总压恢复系数的电磁控制参数条件，作为较优解A；

步骤S6、飞行过程中，当飞行高度、飞行马赫数、飞行姿态发生变化时，重复上述步骤S3-S5，获得各个飞行任务段的较优解。

有益效果：

本发明提供的宽域高超声速进气道结构及设计方法为增强高超声速进气道宽域工作性能提供了一种电磁等熵波压缩方法，提高了进气道宽范围工作的性能和适应性，且不采用机械活动部件，响应快速，调控方便，电磁控制参数和总压恢复系数之间具有良好的反馈作用，可实时调整控制参数，简便快捷。

附图说明

图1是本发明提供的基于激波和电磁等熵波共同压缩的高超声速进气道结构示意图；

图2是本发明提供的几何形状固定的高超声速二元进气道高马赫数工作示意图；

图3是本发明提供的电磁控制作动器示意图；

图4是本发明实施例中施加电磁控制后，电磁诱导等熵波和进气道几何压缩激波在高马赫数下工作时的波形结构图；

图5是本发明提供的PCA数据处理流程图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作更进一步的说明。显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。

本发明首先提供了一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构，具体如图1所示，

包括几何形状固定的基准进气道、电磁作动器阵列、总压传感器、静压传感器和PCA数据处理系统。基准进气道包括楔形的进气道外压缩段壁面和平行于进气方向的喉道。

在喉道沿进气流向分别取相距为边界层厚度δ的三个位置(x₁,x₁+δ,x₁+2δ)，分别在每个位置安装1个总压传感器，并在下壁面、上壁面和左右侧面布置4个静压传感器。总压传感器和静压传感器与PCA数据处理系统相连，将传感器数据传输至PCA数据处理系统。

本实施例中，在喉道沿进气流向选择3个定点位置进行监控，PCA数据处理系统在飞行器飞行过程中接收喉道3个监控截面的总压和静压数据，并进行平均处理，获得喉道的平均总压

和平均静压

结合飞行器的高度和飞行马赫数，确定平均压比

平均总压恢复系数

和流量，其中p_∞代表来流静压。预判进气道的工作状态，实时调整电磁控制参数。电磁控制参数包括电压U、磁感应强度B和启用的电磁控制列阵编号。

PCA数据处理系统还与电磁作动器阵列连接，通过调整电磁控制参数控制电磁作动器阵列。具体工作流程如图5所示。电磁作动器阵列布置在进气道外压缩段壁面，每个电磁作动器生成的电磁力包括与进气流动方向相反的分量和与流动方向垂直的分量。

PCA数据处理系统将调整后的电压U、磁感应强度B、启用的电磁控制列阵编号等电磁控制参数传递给电磁作动器阵列，各电磁作动器按要求进行电离、并施加电磁场，产生附加压缩等熵波，对进气道气流进行进一步压缩。同时，试验或飞行过程中，PCA 数据处理系统根据喉道总静压、飞行马赫数、飞行攻角、侧滑角、燃烧室反压、电磁场参数和等离子体电导率的历史数据，提取特征值和特征向量，并对特征值λ_i从大到小进行排序，选取能量

的模态的特征向量，利用径向基多元函数法构建性能指标和控制量函数关系的智能预测系统。性能指标包括：总压恢复系数、流量系数、压比和能耗。控制量函数包括：飞行马赫数、攻角、侧滑角。后续飞行中根据智能预测系统获得最大总压恢复和最低能耗。

几何形状固定的基准进气道通过进气道压缩角产生固定激波，承担部分进气压缩任务，电磁作动器阵列通过电离进气道外压缩段壁面附近局部区域的空气，并施加电磁场，通过电磁场对流场进行扰动，进而产生等熵压缩波，与固定激波一起完成进气压缩，调整进气道宽域工作的波系结构及流谱，使进气道始终工作在最优状态。

下面具体提供一种适用于不同飞行情况下的宽域高超声速进气道结构设计方法。

步骤S1、设计基准进气道，如图2所示。基于低马赫飞行任务段的要求，基准进气道设计点满足飞行马赫数范围为2-10。本实施例中选择马赫数为6。

步骤S2、进气道外压缩段壁面设计电磁作动器阵列，如图3所示。包括若干电磁作动器单元。每个电磁作动器单元产生包括与进气流动方向相反的分量和与流动方向垂直的分量。每个电磁作动器单元的开关均与PCA数据处理系统相连。

步骤S3、在喉道沿进气流向取3个定点位置进行监控，PCA数据处理系统在飞行器飞行过程中接收喉道3个监控截面的总压和静压数据，并进行平均处理，获得喉道的平均总压和静压。结合飞行器的高度和飞行马赫数，控制系统要求的压强和当前压强之间的压缩余量△p＝p_req-p。

步骤S4、PCA数据处理系统根据压缩余量，依次控制电磁作动器阵列打开，直到喉道处平均静压达到静压比要求，如图4所示。此时的电磁控制参数作为满足条件的基准A。

步骤S5、继续调整电磁作动器阵列，逐步切换列阵开关，PCA数据处理系统在保证喉道静压比变化不超过预设阈值的情况下，搜索和选择最大总压恢复系数的电磁控制参数条件，作为较优解A。

步骤S6、飞行过程中，当飞行高度、飞行马赫数、飞行姿态发生变化时，重复上述步骤S3-S6，获得各个飞行任务段的较优解。

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 (4)

1.一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构，其特征在于，包括几何形状固定的基准进气道、电磁作动器阵列、总压传感器、静压传感器和PCA数据处理系统；所述基准进气道包括楔形的进气道外压缩段壁面和平行于进气方向的喉道；

在所述喉道沿进气流向分别取若干定点位置，每个位置分别布置1个总压传感器，并在上、下壁面和左右侧面分别布置静压传感器；所述总压传感器和静压传感器与PCA数据处理系统相连，将传感器数据传输至PCA数据处理系统；

所述PCA数据处理系统还与电磁作动器阵列连接，通过调整电磁控制参数控制电磁作动器阵列；所述电磁作动器阵列布置在进气道外压缩段壁面，每个电磁作动器生成的电磁力包括与进气流动方向相反的分量和与流动方向垂直的分量；

所述几何形状固定的基准进气道通过进气道压缩角产生固定激波，承担部分进气压缩任务，电磁作动器阵列通过电离进气道外压缩段壁面附近局部区域的空气，并施加电磁场，通过所述电磁场对流场进行扰动，进而产生等熵压缩波，与固定激波一起完成进气压缩，调整进气道宽域工作的波系结构及流谱，使进气道始终工作在最优状态。

2.根据权利要求1所述的一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构，其特征在于，在喉道沿进气流向取3个定点位置(x₁,x₁+δ,x₁+2δ)，在每个位置均布置1个总压传感器，并在每个位置的上下左右四个面的中心处分别布置静压传感器；所述PCA数据处理系统在飞行器飞行过程中接收喉道3个监控截面中心处的总压和静压数据，并进行平均处理，获得喉道的平均总压

和平均静压

结合飞行器的高度和飞行马赫数，确定平均压比

平均总压恢复系数

和流量，其中p_∞代表来流静压；预判进气道的工作状态，实时调整电磁控制参数；所述电磁控制参数包括电压U、磁感应强度B和启用的电磁控制列阵编号；PCA数据处理系统将调整后的电磁控制参数传递给电磁作动器阵列，各电磁作动器按要求进行电离、并施加电磁场，产生附加压缩等熵波，对进气道气流进行进一步压缩；使进气道在满足既定发动机控制要求的增压比的前提下获得最大总压恢复和最小能源消耗。

3.根据权利要求2所述的一种激波和电磁等熵波共同压缩的宽域高超声速进气道结构，其特征在于，试验或飞行过程中，PCA数据处理系统根据喉道总静压、飞行马赫数、飞行攻角、侧滑角、燃烧室反压、电磁场参数和等离子体电导率的历史数据，提取特征值和特征向量，并对特征值λ_i从大到小进行排序，选取能量

的模态的特征向量，利用径向基多元函数法构建性能指标和控制量函数关系的智能预测系统；所述性能指标包括：总压恢复系数、流量系数、压比和能耗；所述控制量函数包括：飞行马赫数、攻角、侧滑角；后续飞行中根据所述智能预测系统获得最大总压恢复和最低能耗。

4.一种基于权利要求1-3中任一项所述宽域高超声速进气道结构的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤S1、设计基准进气道；基于低马赫飞行任务段的要求，基准进气道设计点满足飞行马赫数范围为2-6；

步骤S2、进气道外压缩段壁面设计电磁作动器阵列，包括若干电磁作动器单元；每个电磁作动器单元产生包括与进气流动方向相反的分量和与流动方向垂直的分量；每个电磁作动器单元的开关均与PCA数据处理系统相连；

步骤S3、在喉道沿进气流向取3个定点位置进行监控，所述PCA数据处理系统在飞行器飞行过程中接收喉道3个监控截面中心处的总压和静压数据，并进行平均处理，获得喉道的平均总压和静压；结合飞行器的高度和飞行马赫数，判断控制系统要求的压强和当前压强之间的压缩余量△p＝p_req-p；

步骤S4、PCA数据处理系统根据压缩余量，依次控制电磁作动器阵列打开，直到喉道处平均静压达到静压比要求，此时的电磁控制参数作为满足条件的基准A；

步骤S5、继续调整电磁作动器阵列，逐步切换列阵开关，PCA数据处理系统在保证喉道静压比变化不超过预设阈值的情况下，搜索和选择最大总压恢复系数的电磁控制参数条件，作为较优解A；

步骤S6、飞行过程中，当飞行高度、飞行马赫数、飞行姿态发生变化时，重复上述步骤S3-S5，获得各个飞行任务段的较优解。

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