CN114738118B - 高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法 - Google Patents
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Abstract
高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，1)根据高超声速飞行器的设计需求，确定高超声速进气道的基础型面，以及飞行包线内的喉道面积的调节需求和发动机流量需求；2)分流板主板转轴的选取及分流板主板型面设计：在进气道基础型面上选取截面与进气道的截曲线的修正直线为转轴，将直线沿流向延伸至喉道截面修型为分流板主板型面；3)失稳控制副板设计：失稳控制副板的转轴即为分流板主板的自由端；失稳控制副板的长度与飞行器动力方案允许的失稳裕度有关，当激波前移至失稳临界截面时，失稳控制副板由于内外两侧的压力差自动偏转一定角度泄流排压，随即触发失稳的主动控制，将失稳控制副板进一步偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器高超声速进气道领域，尤其涉及高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法。
背景技术
进气道是吸气式飞行器动力系统的重要组成部分，其工作特性将直接影响发动机的工作能力。对于高超声速飞行器而言，进气道更是尤为重要，进气道的工作能力以及进发匹配都将影响飞行器超声速飞行的能力。
不同的飞行条件下，高超声速进气道的工作能力是不同的。在超声速飞行过程中，进气道通过压缩型面的一系列压缩波系实现对气流的压缩，从而为发动机提供符合品质要求的来流。但由于在不同的来流及飞行高度下，入口流量是不同的，发动机的流量需求也是不同的。此外，低马赫数起动一直是高超声速进气道工作的一大难点，收缩比过大将引起流量壅塞，导致进气道不起动。因此，高超声速进气道需要调节机构对流量进行控制。调节机构通过调节喉道面积以及控制泄流量能够解决问题。
发动机工作产生的前传压力也将影响进气道的工作能力。为了抵抗发动机前传的压力，进气道压缩型面与发动机之间有一段扩张通道。压缩型面与扩张通道相接的截面，即进气道截面积最小的截面，喉道截面。随着发动机压力的升高，上游与下游的压力差增大，扩张通道内形成激波。当激波稳定在扩张通道内时，进气道保持起动。但当该激波越过喉道截面时，进气道将发生喘振甚至不起动，即进气道失稳，这将导致发动机无法正常工作。
对于飞行器而言，进气道发生失稳是十分危险的。因此，需要在飞行过程中，时刻监测进气道的工作状态，并在失稳前通过一定的手段避免进气道进入失稳状态。虽然适当改变发动机工况能够避免进气道失稳，但带来的推力下降将影响飞行器飞行性能。
因此，根据进气道工作状态适时的通过调节机构实现进气道的失稳控制才是最有效可靠的。下游发动机压力前传引起的壁面压力变化为在实际飞行过程中进气道工况的监测提供了条件。因此，在高超声速进气道上采用兼具主动控制和自动控制的调节机构进行进气道失稳控制是一种高超声速进气道控制机构设计的新思路。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，对进气道失稳进行主动控制和自动控制。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，包括以下步骤：
1)根据高超声速飞行器的设计需求，确定高超声速进气道的基础型面，以及飞行包线内的喉道面积的调节需求和发动机流量需求；
2)分流板主板转轴的选取及分流板主板型面设计：在进气道的基础型面上选取一合适位置作截面，将该截面与进气道的截曲线的一部分修正为直线，该直线即为分流板主板的转轴，将该直线沿流向延伸至进气道喉道截面形成延伸面，并将该延伸面与喉道截面的截曲线修型为直线，即得分流板主板型面；所述合适位置具有以下特征：以该位置为转轴的分流板主板在工作的全过程中所需的驱动功率小于进气道的功率限制；
3)失稳控制副板的型面设计：失稳控制副板的转轴即为分流板主板的自由端；失稳控制副板的长度与飞行器动力方案允许的失稳裕度有关，失稳裕度所允许的扩张通道内激波停留位置为失稳临界截面，失稳控制副板的自由端为该失稳临界截面的组成部分，即失稳控制副板为由失稳控制副板转轴延伸至失稳临界截面的一个板件；其中，当激波前移至失稳临界截面时，失稳控制副板由于内外两侧的压力差自动偏转一定角度泄流排压，随即触发失稳的主动控制，将失稳控制副板进一步偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节；
4)以失稳控制副板最大驱动功率所对应的失稳控制副板长度为极限长度，若根据上述步骤确定的失稳副板长度大于极限长度，则对失稳控制副板长度进行重新设计，以飞行器全速域工作范围内的最大泄流量所需的失稳控制副板长度作为下限，以极限长度作为上限，对失稳控制副板长度进行选取，并在失稳临界截面布置压力监测点，根据该监测信息将失稳控制副板偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节；
5)流量调节规律设计：通过调节分流板主板的偏转角度对进气道流量进行调节，根据飞行条件的不同，分流板主板的偏转量可根据来流马赫数确定，并表示为喉道面积与进气道入口面积之比，如公式(1)所示；
其中，At为喉道面积，Ai为入口面积，Mi为来流马赫数，γ为气体比热比；
6)失稳控制设计：失稳控制副板的调节方式包括主动控制和自动控制；
主动控制：主动控制的偏转量可由式(2)的泄流面积转换得到，根据泄流面积与失稳控制副板的几何参数，可将泄流面积转换为失稳控制副板的偏转量；
其中，Ab为泄流面积，Ae为失稳临界截面的截面积，A0为失稳控制副板自由端截面的截面积，Me为失稳临界截面的马赫数，γ为气体比热比；
自动控制：当激波到达失稳临界截面，失稳控制副板根据压力测点信号或者失稳副板两侧的压力差进行动态调节。
相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：
本发明通过改变分流板主板的旋转角度，改变进气道收缩比使进气道在工作过程中保持起动，失稳控制副板同步偏转，控制泄流量避免流量壅塞导致进气道不起动，调节局部波系使喉道截面内的气动参数更均匀。当发动机前传压力过大时，激波将到达失稳控制副板，导致失稳控制副板两侧壁面压差增大，副板偏转角度增大，将高压气流排出，避免激波推出喉道引起进气道喘振及不起动。
附图说明
图1为本发明一个实施例的进气道结构示意图，该实施例采用失稳控制副板的偏转量作为控制输入。
图2为本发明图1所述实施例的控制机构运动示意图。
图3为本发明另一个实施例的进气道结构示意图，该实施例依据壁面压力测点的压力信号进行失稳主动控制。
图4为本发明图3所述实施例的控制机构运动示意图。
图中标记为：进气道基础型面1，分流板主板转轴2，未经修型的进气道基础型面截曲线3，分流板主板4，未经修型的进气道基础型面喉道截曲线5，失稳控制副板转轴6，失稳控制副板7，失稳控制副板自由端8，扩张通道9，失稳裕度临界截面10，壁面压力测点11。
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1～4所示，图1～2所述实施例采用失稳控制副板的偏转量作为失稳控制输入，图3～4采用位于失稳临界截面的壁面压力测点11作为失稳控制输入。两者的区别在于控制输入的不同，高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法均包含以下步骤：
1)在进气道基础型面1的基础上，将未经修型的进气道基础型面截曲线3修型为直线，该直线即为分流板主板转轴2。同样的，将未经修型的进气道基础型面喉道截曲线5修型为直线，该直线即为失稳控制副板转轴6。分流板主板转轴2与失稳控制副板转轴6之间的型面即为分流板主板4。将失稳控制副板转轴沿流向延伸至小幅超过失稳裕度临界截面10，所得的扩张通道9的截曲线的一部分即为失稳控制副板自由端8。
2)如图2所示，通过将分流板主板4绕分流板主板转轴2旋转，可使喉道面积由A1增至A2从而实现对喉道面积的调节。分流板主板的偏转量可由式(1)进行确定。式中At为喉道面积，Ai为入口面积，Mi为来流马赫数，γ为气体比热比。根据分流板的几何特征即可将At换算为分流板主板的偏转量。
3)通过将失稳控制副板7绕失稳控制副板转轴6旋转，形成泄流口，从而实现对进气道失稳的控制。泄流面积即为图中Ab。根据泄流面积与失稳控制副板的几何参数，可将泄流面积转换为失稳控制副板的偏转量。式中，Ab为泄流面积，即图中Ab；Ae为失稳临界截面的截面积；A0为失稳控制副板自由端截面的截面积；Me为失稳临界截面的马赫数。
通过以上设计，本发明的高超声速进气道失稳预警及控制机构具有两个可动部件，包括分流板主板、失稳控制副板，根据飞行器进气道的不同形式进行不同的设置，各个可动部件间的相对位置需根据进气道的全速域工作需求进行确定。
所述分流板主板为进气道压缩型面的组成部分。当进气道工作于设计点状态时，控制机构处在默认状态，与进气道的其他壁面构成进气道的压缩型面。
所述分流板主板的运动方式为绕轴旋转。转轴为进气道压缩型面上的一条与流向垂直的轴线。分流板主板转轴的对边为主板的自由端。自由端为喉道截面形状的组成部分，同时也是失稳控制副板的转轴。失稳控制副板为进气道扩张通道的组成部分。在默认状态下，与扩张通道的其他壁面构成光滑的扩张通道型面。
Claims (2)
1.高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，其特征在于包括以下步骤：
1)根据高超声速飞行器的设计需求，确定高超声速进气道的基础型面，以及飞行包线内的喉道面积的调节需求和发动机流量需求；
2)分流板主板转轴的选取及分流板主板型面设计：在进气道的基础型面上选取一合适位置作截面，将该截面与进气道的截曲线的一部分修正为直线，该直线即为分流板主板的转轴，将该直线沿流向延伸至进气道喉道截面形成延伸面，并将该延伸面与喉道截面的截曲线修型为直线，即得分流板主板型面；
3)失稳控制副板的型面设计：失稳控制副板的转轴即为分流板主板的自由端；失稳控制副板的长度与飞行器动力方案允许的失稳裕度有关，失稳裕度所允许的扩张通道内激波停留位置为失稳临界截面，失稳控制副板的自由端为该失稳临界截面的组成部分；其中，当激波前移至失稳临界截面时，失稳控制副板由于内外两侧的压力差自动偏转一定角度泄流排压，随即触发失稳的主动控制，将失稳控制副板进一步偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节；
4)以失稳控制副板最大驱动功率所对应的失稳控制副板长度为极限长度，若根据上述步骤确定的失稳副板长度大于极限长度，则对失稳控制副板长度进行重新设计，以飞行器全速域工作范围内的最大泄流量所需的失稳控制副板长度作为下限，以极限长度作为上限，对失稳控制副板长度进行选取，并在失稳临界截面布置压力监测点，根据该监测信息将失稳控制副板偏转至失稳泄流面积，并进行动态调节；
5)流量调节规律设计：通过调节分流板主板的偏转角度对进气道流量进行调节，根据飞行条件的不同，分流板主板的偏转量可根据来流马赫数确定，并表示为喉道面积与进气道入口面积之比，如公式(1)所示；
其中，At为喉道面积，Ai为入口面积，Mi为来流马赫数，γ为气体比热比；
6)失稳控制设计：失稳控制副板的调节方式包括主动控制和自动控制；
主动控制：主动控制的偏转量可由式(2)的泄流面积转换得到，根据泄流面积与失稳控制副板的几何参数，可将泄流面积转换为失稳控制副板的偏转量；
其中，Ab为泄流面积，Ae为失稳临界截面的截面积，A0为失稳控制副板自由端截面的截面积，Me为失稳临界截面的马赫数，γ为气体比热比；
自动控制：当激波到达失稳临界截面，失稳控制副板根据压力测点信号或者失稳副板两侧的压力差进行动态调节。
2.如权利要求1所述的高超声速进气道失稳预警及控制机构设计方法，其特征在于所述合适位置具有以下特征：以该位置为转轴的分流板主板在工作的全过程中所需的驱动功率小于进气道的功率限制。
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