CN116537946A - 一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，包括狭缝式进气道、燃烧室和尾喷管；狭缝式进气道包括外压缩段和内压缩段，外压缩段包括一段自前向后延伸的斜面，且该斜面前端与唇罩前端点所在水平面的距离大于该斜面后端与唇罩前端点所在水平面的距离；内压缩段包括唇罩和内压缩通道，燃烧室用以通过燃料燃烧产生燃气，尾喷管将燃气可用功转化为动能。本发明可以更低的排气速度来使推进系统获得相同的推力，降低排气带走的逃逸能量，降低激波损失，并使进气道的迎风面积和气动阻力减小，提升发动机的推进效率。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器推进系统技术领域，具体涉及一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统。
背景技术
边界层吸入技术是指大量的机身或机翼边界层进入进气道成为发动机的工质，参与做功而产生推力。20世纪90年代，Smith针对巡航导弹研究发现，边界层吸入技术可降低7％的油耗(SMITH L H.Wake ingestion propulsion benefit[J].Journal ofPropulsion and Power,1993,9(1):74-82)。2003年，Daggett等分析了边界层吸入式进气道流动控制技术在翼身融合飞机上的应用，他们将机体背部安装的3个短舱进气布局改为边界层吸入布局后,发现可进一步降低油耗5.5％
(DAGGETT D L,KAWAI R,FRIEDMAN D.Blended wing body systems studies:Boundary layer ingestion inlets with active flow control:NASA-CR-2003-212670[R].Washington,D.C.:NASA,2003)。卡瓦伊等针对该布局分析发现,使用主动流动控制技术能使油耗下降达到10％(KAWAI R T,FRIEDMAN D
M,SERRANOL,Blendedwing body(BWB)boundary layer ingestion(BLI)inletconfiguration and system studies:NASA-CR-2006-214534[R].
Washington,D.C.:NASA,2006)。边界层吸入式推进系统在亚声速飞行器上展现出了诸多优点：显著降低发动机燃油消耗，提高燃油效率；布局紧凑，有利于飞机减重；减少噪音污染。但是，目前未见边界层吸入式推进系统应用于高超声速飞行器。
现有吸气式高超声速飞行器推进系统中，进气道入口通常设置鼓包或边界层隔道结构，这种方法可以减少或排除机体边界层进入进气道中。这种进气方式可以降低吸入气流畸变指数，避免唇罩激波和机体厚边界层干扰产生的大尺度分离。但是这种方法需要额外安排边界层排除的结构，这会使得迎风面积增加，导致阻力增加，同时还会引起重量的增加。同时，推进系统直接吸入高超声速来流时，减速幅度较大，由此带来的激波损失较大。在相同推力条件下，来流马赫数越高，排气速度越大，由此带来的逃逸能量越大，这也会降低推进效率。限制了其应用前景。
发明内容
发明目的：针对以上缺点，本发明提供一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，能够减少高超声速飞行器推进系统的激波损失，减少飞行阻力，提升推进效率。
技术方案：为解决上述问题，本发明采用一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，包括狭缝式进气道、燃烧室和尾喷管；所述狭缝式进气道包括外压缩段和内压缩段，所述外压缩段包括一段自前向后延伸的斜面，且该斜面前端与唇罩前端点所在水平面的距离大于该斜面后端与唇罩前端点所在水平面的距离；所述内压缩段包括与机身连接的唇罩和由机身与唇罩围绕形成的内压缩通道，所述燃烧室用以通过燃料燃烧产生燃气，所述尾喷管(5)将燃气可用功转化为动能。
进一步的，所述斜面由一段直线/多段直线/等熵曲面构成。
进一步的，吸入机体的边界层厚度为h，所述狭缝式进气道高度为H，h/H≥30％；H为外压缩面与唇罩前端点所在水平面的最远距离。
进一步的，所述外压缩段吸入全部边界层气体。
进一步的，所述内压缩段还设有流动控制装置，所述流动控制装置用以抑制激波/边界层干扰诱导的大尺度分离。
进一步的，所述流动控制装置为边界层抽吸控制装置或边界层吹除控制装置。
进一步的，所述流动控制装置的位置由CFD仿真确定。
进一步的，所述狭缝式进气道位于飞行器腹部的后半部分。
进一步的，所述外压缩段为飞行器的腹部。
本发明还提供一种飞行器，所述飞行器安装有上述边界层吸入式推进系统。
有益效果：本发明相对于现有技术，其显著优点是(1)吸入速度相对较低的机体边界层气流，以更低的排气速度来使推进系统获得相同的推力，降低排气带走的逃逸能量，提升推进效率；(2)吸入边界层气流后，狭缝式进气道所需的减速幅度下降，激波损失相应降低，进气道的迎风面积和气动阻力减小，进一步提升发动机的推进效率。
附图说明
图1为安装有本发明的飞行器外观示意图；
图2为本发明原理示意图；
图3为本发明推进系统结构示意图；
图4为本发明进气道吸入平板发展30m边界层来流马赫数云图；
图5为本发明进气道吸入远场来流马赫数云图。
具体实施方式
如图3所示，本实施例中的一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，包括狭缝式进气道1、燃烧室4和尾喷管5。狭缝式进气道1包括外压缩段2和内压缩段3；外压缩段2包括一段自前向后延伸的斜面，该斜面由多段直线构成，且该斜面前端与唇罩前端点所在水平面的距离大于该斜面后端与唇罩前端点所在水平面的距离，外压缩段2采用多斜波结构，通过多道斜激波压缩气体。内压缩段3包括与机身连接的唇罩6、由机身与唇罩6围绕形成的内压缩通道7和边界层抽吸控制装置8。在厚边界层吸入情况下，激波和边界层干扰会产生大尺度分离，导致损失大幅提高，同时还会引发进气道不起动，因此需要边界层抽吸控制装置8用于抑制激波/边界层干扰诱导的大尺度分离。边界层抽吸控制装置8的位置通过CFD仿真确定。燃烧室4用以通过燃料燃烧产生燃气，尾喷管5将燃气可用功转化为动能，提供推力。
如图2所示，传统高超声速推进系统吸入少量或不吸入机体边界层气体进入进气道，而本实施例的高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统吸入全部边界层气体。如图1所示，狭缝式进气道1位于飞行器尾部，外压缩段2与飞机机身贴合连接。外压缩段2吸入全部边界层气体9，边界层气体9经过外压缩段2形成外压缩段激波10，外压缩段激波10相交于唇罩6处，形成唇罩激波11。吸入机体的边界层厚度为h，狭缝式进气道1高度为H，h/H＝30％。
采用数值仿真方法对上述技术方案的效果进行验证：设计工作条件为30km高度大气，飞行器以8ma速度飞行；推进系统吸入8ma来流，发展30m的外掠平板边界层；30km高度大气静压为1197kpa，静温为226.5k。采用本实施例推进系统的进气道流场如图4所示。同时，对采用相同的进气道构型，入口边界条件为8ma远场来流，即不吸入边界层气流的流场进行仿真测量，进气道流场如图5所示。仿真结果表明，实施例总压恢复系数为38.1％，阻力为11501.5N。对比不吸入边界层案例，其总压恢复系数为34.0％，阻力为13920.5N。通过仿真数据可知，本实施例的推进系统使进气道总压恢复系数提高了12.1％，阻力减少了17.4％。
Claims (10)
1.一种高超声速飞行器的边界层吸入式推进系统，其特征在于，包括狭缝式进气道(1)、燃烧室(4)和尾喷管(5)；所述狭缝式进气道(1)包括外压缩段(2)和内压缩段(3)，所述外压缩段(2)包括一段自前向后延伸的斜面，且该斜面前端与唇罩前端点所在水平面的距离大于该斜面后端与唇罩前端点所在水平面的距离；所述内压缩段(3)包括与机身连接的唇罩(6)和由机身与唇罩(6)围绕形成的内压缩通道(7)，所述燃烧室(4)用以通过燃料燃烧产生燃气，所述尾喷管(5)将燃气可用功转化为动能。
2.根据权利要求1所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述斜面由一段直线/多段直线/等熵曲面构成。
3.根据权利要求2所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，吸入机体的边界层厚度为h，所述狭缝式进气道(1)高度为H，h/H≥30％；H为外压缩面与唇罩前端点所在水平面的最远距离。
4.根据权利要求3所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述外压缩段(2)吸入全部边界层气体。
5.根据权利要求4所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述内压缩段(3)还设有流动控制装置(8)，所述流动控制装置(8)用以抑制激波/边界层干扰诱导的大尺度分离。
6.根据权利要求5所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述流动控制装置(8)为边界层抽吸控制装置或边界层吹除控制装置。
7.根据权利要求6所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述流动控制装置(8)的位置由CFD仿真确定。
8.根据权利要求7所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述狭缝式进气道(1)位于飞行器腹部的后半部分。
9.根据权利要求8所述的边界层吸入式推进系统，其特征在于，所述外压缩段(2)为飞行器的腹部。
10.一种飞行器，其特征在于，安装有如权利要求1-9任一项所述的边界层吸入式推进系统。
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