CN115158677B - 一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法。该转接段上设有泄压口，经过泄压口一定程度的泄流，可以有效避免通过进气道盖板周围缝隙进入发动机内的气流在通道内产生拥堵，造成危害飞行器的强烈非定常现象；同时提供了该转接段的设计方法，通过考虑了气流经过进气道堵板缝隙进入通道内产生的掺混损失、管道壁面摩擦及几何构型变化产生的管道流动损失、下游高压产生的激波损失的计算公式快速估算泄压孔面积。基于本方案设计的转接段可以有效避免飞行器加速段推进系统流道内压力脉动，保证飞行安全。本方法设计灵活、易实现。

Description

一种进气道转接段、进气道及转接段设计方法

技术领域

本发明属于超声速、高超声速飞行器领域，特别涉及火箭助推段的高速飞行器转接段泄压口的设计方法。

背景技术

吸气式推进飞行器，通常基于吸气式推进段和火箭助推器串联布局，其具有响应速度快、飞行包线宽、命中率高等优势，应用前景巨大，潜在应用领域包括超声速/高超声速飞行器、空天飞机、临近空间飞行器等。吸气式推进飞行器在加速阶段，也就是在达到巡航高度之前，通常被火箭助推器挂载飞行，其飞行过程具体可以分为火箭助推段、无动力滑行段、吸气式爬升段和吸气式巡航段。以美国的X-51A高超声速飞行器为例，助推火箭将飞行器从地面加速至速度Ma4.5以上、高度18.3km以上，随后助推火箭分离，吸气式飞行器无动力滑翔飞行一段时间，主要进行速度、姿态角调整等，当吸气式飞行器滑翔减速至Ma4.5时，其冲压发动机点火，将飞行器加速至巡航速度Ma5.1，同时爬升到巡航高度，然后以等高等速方式巡航飞行。

飞行器在被助推器助推加速时，吸气式推进段处于停车状态，此时进气道入口由盖板封堵。但是由于特殊型面影响，当吸气式发动机工作时，盖板需要做好随时拆除的准备。为便于盖板的安全拆卸，其周围通常留有缝隙，那么在加速阶段的封堵过程中，少部分气流就会通过进气道进入发动机内部，造成气流在流道内产生的压力脉动引发强烈非定常现象，危及飞行安全。

发明内容

为了避免上述现象，本发明提出了一种降低加速阶段进气道内压力脉动的转接段及进气道，可以有效避免飞行器加速段推进系统流道内压力脉动，保证飞行安全。

本发明同时提供了该转接段的设计方法，可以快速估算转接段上设置的泄压孔面积以及出口相对角度，本方法设计灵活、易实现。

为实现上述目的，本发明所提出的进气道转接段采用如下技术方案：

一种进气道转接段，包含2-4个周向等角度均布的泄压孔。

进一步的，转接段后端设有堵锥转接段上游是吸气式推进段，并且在飞行器被火箭助推器助推加速时、进气道处于封堵状态时适用。

进一步的，泄压口方向与当地壁面夹角为0～90°。

本发明提供的具有转接段的进气道可采用以下技术方案：

包括吸气式推进段、连接于吸气式推进段下游的转接段、连接于转接段下游的火箭助推器；所述吸气式推进段包括进气道进口、位于吸气式推进段尾端的喷管；所述进气道进口设有盖板，火箭助推器助推发射阶段时，所述盖板将进气道进口封闭；所述转接段连接于喷管及火箭助推器之间；转接段包含2-4个周向等角度均布的泄压孔。。

本发明提供的使用上述降低加速阶段进气道内压力脉动的转接段的泄压口设计方法可采用如下技术方案，包括以下步骤：

(1)来流Ma₀经过进气道压缩波和诱导的激波后以Ma₁速度通过盖板周围缝隙进入吸气式推进段，设气流在进气道进口处的总温等于来流总温T*、气流在进气道进口处的总压等于来流总压P*；

(2)进气道进口处流量函数给定最大值：q(λ₁)＝1，其中，λ₁为速度系数；

(3)气流在进气道内经过三类损失的总压恢复系数：σ＝σ₁σ₂σ₃；

(4)气流在泄压孔出口处的总温取值来流总温T^*、气流在泄压孔出口处的总压取值来流总压P^*，设出口马赫数降低为Ma_e；

盖板缝隙进口总面积A₁，泄压口总面积A₂，得到的流量匹配公式如下：

其中，m₁为进口流量、m₂为出口流量，K为与气体相关的常数，q(Ma_e)为出口流量系数。

令m₁＝m₂，将以上数值代入求解得到A₂。

进一步的，所述气流在管道内经过的三类流动损失定义如下：

(1)气流经过进气道盖板缝隙进入通道时产生的掺混损失，总压恢复系数σ₁计算公式如下：

其中，k＝1.4，g为重力加速度，p为掺混前静压，p′为掺混后静压，v为掺混前速度，v′为掺混后速度；

(2)管道壁面摩擦及几何构型变化产生的管道流动损失，总压恢复系数σ₂计算公式如下：

其中α是变截面管道修正系数，当α＝1时，该式表示为等截面管道；

(3)下游高压产生的激波损失，总压恢复系数σ₃计算公式如下：

本发明提出的一种降低加速阶段进气道内压力脉动的转接段。首先，在实施效果上，经过泄压口一定程度的泄流，可以有效避免通过进气道盖板周围缝隙进入发动机内的气流在通道内产生拥堵，造成危害飞行器的强烈非定常现象。然后，在该转接段的设计方法中，本发明通过建立流动模型，基于进出口流量平衡理论，可以快速估算出泄压口面积，并依据转接段堵锥形状采纳不同的泄流出口相对角度，通过理论公式可以看出，本方法不需考虑实际飞行马赫数以及当地气流条件，所受约束较少。设计灵活、易实现，基本适用于任何这种串联式布局的飞行器转接段泄压口设计，并且避免了飞行器转接段结构安全性问题。

附图说明

图1是本发明提出的降低加速阶段进气道内压力脉动的转接段及其设计方法示意图。

图2是该转接段及泄压口三维示意图。

图3是该转接段及泄压口剖面示意图。

图4是采用本方法设计的泄压口(泄压出口角度为30°)泄流时的流线示意图。

图5是采用本方法设计的泄压口(泄压出口角度为49°)泄流时的流线示意图。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明进一步地说明。

请结合图1至图3所示，为本发明公开的一种具有转接段的进气道，包括吸气式推进段、连接于吸气式推进段下游的转接段4、连接于转接段4下游的火箭助推器6；所述吸气式推进段包括进气道进口1、核心机部分2、位于吸气式推进段尾端的喷管3；所述进气道进口设有盖板7，火箭助推器6助推发射阶段时，所述盖板7将进气道进口封闭；所述转接段连接于喷管3及火箭助推器6之间。转接段4包含2-4个周向等角度均布的泄压孔11；转接段后端设有堵锥5，该堵锥5在达到巡航高度后跟随火箭助推器6脱落。

请参阅图1、2、3所示的本发明所述的泄压方案示意图，来流马赫数为Ma₀，经过压缩波后降为Ma₁，为了保守估计，不考虑进气道挡板和进气道唇口产生的若干激波影响(实际会进一步降低流速)，假设气流以Ma₁的速度进入进气道内，在转接段的泄流孔以Ma_e的速度流出。

在这一过程中，首先由于进口缝隙较小，气流在缝隙附近会有一定的掺混效应，那么就会产生一定损失，定义为掺混损失8，经过掺混损失后的总压恢复系数为σ₁，计算公式如下：

流道壁面的摩擦力作用以及型面变化等因素也会对气流造成一定损失，定义为管道流动损失9，经过管道流动损失后的总压恢复系数为σ₂，计算公式如下：

其中α是变截面管道修正系数，当α＝1时，该式表示为等截面管道；

由于流道下游设置有转接段，没有足够的出口面积，所以当进入一定量的气流之后，相对于上游来说，下游会产生一定程度的高压，那么就会在流道的某一位置产生正激波，正激波也会造成一定的损失，为激波损失10，经过激波损失后的总压恢复系数为σ₃，计算公式如下：

气流经过三类损失之后的总压恢复系数为σ＝σ₁σ₂σ₃。

依据进出口流量匹配进行估算，进行进一步的保守估计：假设气流在进口处的总温、总压没有损失，等于来流总温T*、总压P*；

进口处流量函数给定最大值：q(λ₁)＝1；

气流在泄压孔出口处的总温、总压也取值来流总温T*、总压P*，为了尽量避免由于泄压口出口流速过大而可能导致的不利影响，假设出口马赫数降低为Ma_e。

进口总面积A₁，泄压口总面积A₂，得到的流量匹配公式如下：

令m₁＝m₂，将以上数值代入求解得到A₂。

如图2所示，所得面积A₂为泄压口出口总面积，为保证转接段结构的安全性，将其4等份并等角度均匀分布于转接段壁面。

如图3所示，结合转接段堵锥的半锥角，以及实际飞行器几何构型，确定泄压口出口与当地壁面的相对角度，夹角范围为0～90°。

发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的实施方式之一。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。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

实施例

上述方法为本发明提出的降低加速阶段进气道内压力脉动的转接段及其设计方法的说明，下面采用该设计方法，详细阐述本发明一个实施例的设计步骤：

(1)来流Ma₀经过进气道压缩波和盖板诱导的激波后以Ma₁速度通过盖板周围缝隙进入吸气式推进段，保守假设气流在进口处的总温、总压没有损失，等于来流总温T*、总压P*；

(2)进口处流量函数保守给定最大值：q(λ₁)＝1；

(3)气流在管道内经过三类损失的总压恢复系数依据工程经验给定保守值：σ＝0.9；

(4)气流在泄压口出口处的总温、总压也取值来流总温T*、总压P*，为了尽量避免由于泄压口出口流速过大而可能导致的不利影响，保守假设出口马赫数降低为Ma_e＝0.8。

盖板缝隙进口总面积A₁，泄压口总面积A₂，得到的流量匹配公式如下：

令m₁＝m₂，将以上数值代入求解得到A₂≈1.16A₁。

因此，在本方案中，结合实际型面的情况，进气道入口缝隙总面积A₁≈870.32mm²，所以出口泄压口总面积A₂≈1009.57mm²。

在转接段设置4个周向等角度均布的泄压口以分布泄流，泄压口与转接段当地外壁面夹角为θ，仿真分别研究θ为49°和30°时飞行器在来流马赫数为Ma₀＝3的泄流情况，具体飞行状态参数见表1。

表格1飞行参数

Ma0	H/km	静压/Pa	总压/Pa	总温/K
					3	7.8	36692.4	1347994.122	665.04

经过仿真计算研究，可以发现，泄压口开孔角度为30°和49°时，都可以有效的对管道内部进行泄流，从而达到泄压的效果，泄流的流线示意图分别如图4、5所示，计算得到泄压口出口平均马赫数均为0.715左右，与本文提出的估算方案相符，各状态下内外流场建立稳定，所以证明本估算方案适用可行。

两组角度的泄流方案在各个飞行马赫数下的泄流量数据统计见表2，可以发现：正如上文所述，两侧泄压口的泄流量相差无几，所以其流场也出入不大；两侧泄流的流量之和接近于喷管出口流量，其差额是由于喷管出口至转接段堵锥之间的流场特殊性导致的回流造成，但是总体上来说，泄流的流量足以抑制流道内部气流堵塞，不会产生压力积聚导致的强烈非定常现象；相对而言，以总泄流量的角度来说，49°的泄压口表现优于30°。

表格2两种泄流角度的泄流量

Claims (4)

1.一种进气道转接段的设计方法，该进气道转接段包含2-4个周向等角度均布的泄压孔，其特征在于包括以下步骤：

(1)来流Ma₀经过进气道压缩波和诱导的激波后以Ma₁速度通过盖板周围缝隙进入吸气式推进段，设气流在进气道进口处的总温等于来流总温T*、气流在进气道进口处的总压等于来流总压P*；

(2)进气道进口处流量函数给定最大值：q(λ₁)＝1，其中，λ₁为速度系数；

(3)气流在进气道内经过三类损失的总压恢复系数：σ＝σ₁σ₂σ₃；

(4)气流在泄压孔出口处的总温取值来流总温T^*、气流在泄压孔出口处的总压取值来流总压P^*，设出口马赫数降低为Ma_e；

盖板缝隙进口总面积A₁，泄压口总面积A₂，得到的流量匹配公式如下：

其中，m₁为进口流量、m₂为出口流量，K为与气体相关的常数，q(Ma_e)为出口流量系数；

令m₁＝m₂，将以上数值P^*、T^*、q(λ₁)、q(Ma_e)、σ、m₁、m₂、K代入求解得到A₂。

2.根据权利要求1所述的转接段的设计方法，其特征在于，所述气流在管道内经过的三类流动损失定义如下：

(1)气流经过进气道盖板缝隙进入通道时产生的掺混损失(8)，总压恢复系数σ₁计算公式如下：

其中，k＝1.4，g为重力加速度，p为掺混前静压，p′为掺混后静压，v为掺混前速度，v′为掺混后速度；

(2)管道壁面摩擦及几何构型变化产生的管道流动损失(9)，总压恢复系数σ₂计算公式如下：

其中α是变截面管道修正系数，当α＝1时，该式表示为等截面管道；

(3)下游高压产生的激波损失(10)，总压恢复系数σ₃计算公式如下：

3.根据权利要求1所述的转接段的设计方法，其特征在于，转接段后端设有堵锥(5)。

4.根据权利要求1所述的转接段的设计方法，其特征在于，泄压口方向与当地壁面夹角为0～90°。