CN115585063A

CN115585063A - 一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法

Info

Publication number: CN115585063A
Application number: CN202211587307.7A
Authority: CN
Inventors: 高亮杰; 钱战森; 王璐; 汤宏宇; 辛亚楠
Original assignee: AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Current assignee: AVIC Shenyang Aerodynamics Research Institute
Priority date: 2022-12-12
Filing date: 2022-12-12
Publication date: 2023-01-10
Anticipated expiration: 2042-12-12
Also published as: CN115585063B

Abstract

一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，属于飞机发动机进气道结构技术领域。本发明提出一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，以抑制现有设计技术中容易出现的因反压变化造成进气道唇口激波脱体，导致飞行阻力极具上升现象的问题。本发明包括进气道外压缩段和进气道下游扩压段，所述进气道外压缩段与所述进气道下游扩压段的连接处具有泄流腔，所述进气道外压缩段、进气道下游扩压段和泄流腔构成进气道，进气道内通道的入口前缘部分为进气道唇口，所述泄流腔的泄流入口两侧为进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板。本发明通过构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到稳定激波，防止激波脱体。

Description

一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法

技术领域

本发明涉及一种稳定超声速进气道唇口激波的控制方法，属于飞机发动机进气道结构技术领域。

背景技术

进气道是推进系统的供气部件，通过对气流流动的组织，为发动机提供高品质的进气条件。超声速进气道通过合理设置激波系结构，为超声速飞行条件下的发动机提供合适的进气环境。超声速进气道波系设置一般分为外压缩和内压缩两部分，其中外压缩部分由一系列的斜激波组成，内压缩部分除斜激波系外，在其下游通常会形成一道正激波结构，以隔离下游发动机对上游进气道内部波系结构的影响，同时实现进气道与发动机的界面匹配。

超声速进气道激波系结构设计选取最主要的是能够尽可能抵抗下游发动机的影响，不同飞行工况下发动机对流量捕获的需求不同，会使得进气道与发动机交界面存在压力变化：当发动机需求流量增大时，交界面压力会降低，使得进气道出口的结尾正激波向下游继续运动，此时对进气道进口波系不会产生影响；当发动机需求流量减小时，交界面压力会降低，使得进气道出口的结尾正激波向上游运动，此时可能影响进气道进口波系结构，造成进气道不起动。超声速进气道不起动现象是指在波系结构在外界干扰下，偏离其设计状态的现象，特别是对于进气道唇口激波，当反压过大时，会使得唇口激波出现脱体，造成溢流效应，使得进气道性能急剧恶化，严重影响动力系统推力输出。

为了避免唇口激波出现脱体现象，目前最常规的方法是在喉道下游附件设置监测点，实时监测反压的变化情况，严格避免超压情况的出现。但是该方法在具体操作上具有一定的难度，监测点太靠近下游，则不能充分发挥进气道设计性能，监测点太靠近上游，则面临不起动的风险。

相对于被动式的检测方法，通过主动控制的措施尽可能提升进气道抗反压能力，对充分发挥进气道设计性能、提升动力系统工作的可靠性等具有重要意义。因此，有针对性地发展稳定激波的控制方法，特别是唇口激波，具有现实意义。

发明内容

本发明旨在提出一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统及方法，以抑制现有设计技术中容易出现的因反压变化造成进气道唇口激波脱体，导致飞行阻力极具上升现象的问题。在下文中给出了关于本发明的简要概述，以便提供关于本发明的某些方面的基本理解。应当理解，这个概述并不是关于本发明的穷举性概述。它并不是意图确定本发明的关键或重要部分，也不是意图限定本发明的范围。

本发明为解决上述提出的技术问题所采用的技术方案为：

一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统，包括进气道外压缩段和进气道下游扩压段，所述进气道外压缩段与所述进气道下游扩压段的连接处具有泄流腔，所述进气道外压缩段、进气道下游扩压段和泄流腔构成进气道，进气道内通道的入口前缘部分为进气道唇口，所述泄流腔的泄流入口两侧为进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板。

优选的：所述进气道外压缩段的横截面积由大到小呈逐步收缩状，而进气道下游扩压段的横截面积由小到大呈逐步扩张状。

优选的：所述泄流腔、进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板组成的流道形成进气道虚拟喉道。

一种稳定超声速进气道唇口激波的控制方法，包括以下步骤：

步骤1. 在推进系统的进气道中，在进气道外压缩段与所述进气道下游扩压段的连接处连接安装泄流腔，并在所述泄流腔的泄流入口两侧设置进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板；

步骤2.通过设置泄流腔，形成虚拟喉道，构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到稳定激波，防止激波脱体的目的，具体是：

A：当进气道反压较小时，自由来流工况经过由进气道外压缩段形成的外压缩激波之后进入内压缩段，在进气道唇口处形成第二道激波，此时，为弱解形式，反射点交于进气道虚拟喉道下游扩压板前端，此时，进气道虚拟喉道上游内压缩板和进气道虚拟喉道下游扩压板之间形成气动边界，与进气道唇口一起构成虚拟喉道；

B：当进气道反压增加时，进气道下游反压影响第二道激波，由于泄流腔存在，第二道激波不会直接推出进气道唇口，造成激波脱体，而是逐渐前移，多余的流量通过泄流腔排除，以形成可控的气流边界条件，直到第二道激波转变为强解激波，反射点交于进气道虚拟喉道上游内压缩板后端，达到最大抗反压状态。

本发明有益效果在于：本发明的稳定超声速进气道唇口激波的控制方法是一种利用激波本身的物理特性开展的流动控制措施，在具体实施上，是对已有设计方法的适当修改，通过合理设置泄流腔实现的，不涉及对已有进气道型面的改变，保持了进气道的设计性能，在工程实际应用中具有可操作性。

附图说明

图1是本发明的稳定超声速进气道唇口激波的控制系统示意图；

图2是本发明的稳定超声速进气道唇口激波的控制系统立体图；

图中，1-进气道外压缩段，2-进气道唇口，3-进气道下游扩压段，4-泄流腔，5-进气道虚拟喉道上游内压缩板，6-进气道虚拟喉道下游扩压板，7-第二道激波，8-强解激波，9-自由来流工况，10-外压缩激波，11-进气道，12-泄流入口。

具体实施方式

下面结合具体实施例，进一步阐明本发明，应理解这些实施例仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围，在阅读了本发明之后，本领域技术人员对本发明的各种等价形式的修改均落于本申请所附权利要求所限定的范围。

具体实施方式一：

结合说明书附图1-图2，说明本实施方式，本实施方式公开了一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统，包括进气道外压缩段1和进气道下游扩压段3，所述进气道外压缩段1与所述进气道下游扩压段3的连接处具有泄流腔4，所述进气道外压缩段1、进气道下游扩压段3和泄流腔4构成进气道11，进气道11内通道的入口前缘部分为进气道唇口2，所述泄流腔4的泄流入口12两侧为进气道虚拟喉道上游内压缩板5和进气道虚拟喉道下游扩压板6。

进一步地、所述进气道外压缩段1的横截面积由大到小呈逐步收缩状，而进气道下游扩压段3的横截面积由小到大呈逐步扩张状。

进一步地、所述泄流腔4、进气道虚拟喉道上游内压缩板5和进气道虚拟喉道下游扩压板6组成的流道形成进气道虚拟喉道。其中泄流腔4出口端（图中未示出）可以与外流或低压区域相连，起到排移流量的作用。

唇口激波控制是通过激波强弱关系转换实现的，当超声速流动通过压缩拐角时会形成斜激波，根据斜激波理论，在流动偏转角一定的情况下，会出现强激波和弱激波两种不同流动结构：强激波对应的激波角度更大，波后流动为亚声速，波后压力更大，即能抵抗更大反压；弱激波对应的激波角度相对较小，波后流动为超声速，波后压力相对较小，即抗反压能力相对较弱。

一般在由固定壁面形成激波的系统中，弱激波相对于强激波更容易发生，但是从理论上无法排除强激波出现的可能性。经过研究表明，通过合理控制边界条件，可以形成稳定的强激波。

本实施方式既是基于上述原理，通过设置泄流腔，形成虚拟喉道，构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到尽可能稳定激波，防止脱体的目的。脱体即脱体激波，是指进气道口容不下进气道内的空气柱与（发动机压气机）进气道入口放不下超音速气流，于是形成了一道脱体弓形激波，出现此情况时，进气道内气流将不能良好的进入到飞机发动机燃烧室内，不能使发动机内燃油充分燃烧，导致燃气压力低，发动机推力则低，飞机飞行动力不足，具体工作过程是：

步骤1. 在推进系统的进气道11中，在进气道外压缩段1与所述进气道下游扩压段3的连接处连接安装泄流腔4，并在所述泄流腔4的泄流入口12两侧设置进气道虚拟喉道上游内压缩板5和进气道虚拟喉道下游扩压板6；

步骤2.通过设置泄流腔4，形成虚拟喉道，构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到稳定激波，防止激波脱体的目的，具体是：

A：当进气道11反压较小时，自由来流工况9经过由进气道外压缩段1形成的外压缩激波10之后进入内压缩段，在进气道唇口2处形成第二道激波7，此时，为弱解形式，反射点交于进气道虚拟喉道下游扩压板6前端，此时，进气道虚拟喉道上游内压缩板5和进气道虚拟喉道下游扩压板6之间形成气动边界，与进气道唇口2一起构成虚拟喉道；

B：当进气道11反压增加时，进气道11下游反压影响第二道激波7，由于泄流腔4存在，第二道激波7不会直接推出进气道唇口2，造成激波脱体，而是逐渐前移，多余的流量通过泄流腔4排除，以形成可控的气流边界条件，直到第二道激波7转变为强解激波8，反射点交于进气道虚拟喉道上游内压缩板5后端，达到最大抗反压状态。

具体实施方式二：

以超声速进气道设计为例，一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统具体实施设计分为以下几个方面：

1）确定进气道型面设计

根据常用的进气道设计方法，按照设计要求，配置进气道波系结构，对于二元进气道，一般可采用Henderson的波系配置改进方法，不需要假定最后结尾激波为正激波，一般每道激波都可以认为是斜激波，强度值相等，即有：

其中，

为介质的比热比，对于空气，超声速条件下一般取1.4；

表示第i道激波波前马赫数；

表示第i道激波的激波角。

2）确定激波强弱关系

选定配波关系后/当进气道入口激波系设计确定后（配波关系就是指前文中提到的Henderson等进气道入口激波系的配置），假设自由来流工况9经过最后一道外压缩激波 10之后的马赫数为M，唇口形成的气流偏转角为

，则有以下关系式：

根据文献（气体动力学，童秉岗等著，高等教育出版社，1990年），对上述公式求解可以改写成如下方程：

其中：

上述三次方程说明对于某一给定的马赫数M和气流偏转角

，有三个对应的激波角。其中一个解无物理意义，其余两个角分别对应强激波解和弱激波解，较大的

值对应强激波角。得到强弱激波对应的激波角

和

之后，通过几何关系，可以分别获得弱激波反射点与进气道虚拟喉道下游扩压板6前端交点和强激波反射点与进气道虚拟喉道上游内压缩板5后端交点。实际流场中，由于存在非均匀流动，第二道激波7和强解激波8不一定完全是直激波，可能出现弯曲，具体的交点位置可以结合流场数值仿真结果确认。

上面结合附图对本发明的实施例进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，上述的具体实施方式仅仅是示意性的，而不是限制性的，本领域的普通技术人员在本发明的启示下，在不脱离本发明宗旨和权利要求所保护的范围情况下，还可做出很多形式，这些均属于本发明的保护之内。

Claims

1.一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统，包括进气道外压缩段（1）和进气道下游扩压段（3），其特征在于：所述进气道外压缩段（1）与所述进气道下游扩压段（3）的连接处具有泄流腔（4），所述进气道外压缩段（1）、进气道下游扩压段（3）和泄流腔（4）构成进气道（11），进气道（11）内通道的入口前缘部分为进气道唇口（2），所述泄流腔（4）的泄流入口（12）两侧为进气道虚拟喉道上游内压缩板（5）和进气道虚拟喉道下游扩压板（6）。

2.根据权利要求1所述的一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统，其特征在于：所述进气道外压缩段（1）的横截面积由大到小呈逐步收缩状，而进气道下游扩压段（3）的横截面积由小到大呈逐步扩张状。

3.根据权利要求2所述的一种稳定超声速进气道唇口激波的控制系统，其特征在于：所述泄流腔（4）、进气道虚拟喉道上游内压缩板（5）和进气道虚拟喉道下游扩压板（6）组成的流道形成进气道虚拟喉道。

4.一种稳定超声速进气道唇口激波的控制方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1.在推进系统的进气道（11）中，在进气道外压缩段（1）与进气道下游扩压段（3）的连接处连接安装泄流腔（4），并在所述泄流腔（4）的泄流入口（12）两侧设置进气道虚拟喉道上游内压缩板（5）和进气道虚拟喉道下游扩压板（6）；

步骤2.通过设置泄流腔（4），形成虚拟喉道，构建气动边界条件，实现唇口激波的强弱转换，从而达到稳定激波，防止激波脱体，具体是：

A：当进气道（11）反压较小时，自由来流工况（9）经过由进气道外压缩段（1）形成的外压缩激波（10）之后进入内压缩段，在进气道唇口（2）处形成第二道激波（7），此时，为弱解形式，反射点交于进气道虚拟喉道下游扩压板（6）前端，此时，进气道虚拟喉道上游内压缩板（5）和进气道虚拟喉道下游扩压板（6）之间形成气动边界，与进气道唇口（2）一起构成虚拟喉道；

B：当进气道（11）反压增加时，进气道（11）下游反压影响第二道激波（7），由于泄流腔（4）存在，第二道激波（7）不会直接推出进气道唇口（2），造成激波脱体，而是逐渐前移，多余的流量通过泄流腔（4）排除，以形成可控的气流边界条件，直到第二道激波（7）转变为强解激波（8），反射点交于进气道虚拟喉道上游内压缩板（5）后端，达到最大抗反压状态。