CN207297170U - 高超声速三通道进气道 - Google Patents

Abstract

高超声速三通道进气道，涉及航空器的高超声速进气道。设有冲压通道、引射火箭通道、涡轮通道和分流板，其中冲压通道由三维方转椭圆进气道压缩型面、三维方转椭圆进气道唇口、三维方转椭圆进气道肩部型线、冲压通道隔离段组成，三维方转椭圆进气道压缩型面由前缘捕获型线在设计马赫数下的基本流场中通过逆向流线追踪生成，冲压通道隔离段由三维方转椭圆进气道肩部型线向后等直拉伸得到，引射火箭通道和涡轮通道通过分流板转动形成的空间与三维方转椭圆进气道压缩型面进行连接过渡，火箭通道扩张段涡轮通道扩张段分别根据给定尺寸形状的火箭通道出口和涡轮通道出口采用面积均匀过渡的方式生成型面。

Description

高超声速三通道进气道

技术领域

本实用新型涉及航空器的高超声速进气道，尤其是涉及高超声速三通道进气道。

背景技术

在国际竞争日趋激烈的今天，航空器也将迎来由亚声速、跨声速、超声速发展到高超声速的技术革命，鉴于高超声速飞行器在国防安全及低成本进入太空等方面的应用价值，世界各大航空航天强国都在大力推行高超声速飞行器的研制计划，而对于目前处在世界第二大经济体的我国来说，在高超声速飞行器的研究上取得进展也将成为令我国在大国博弈中占据优势的重要一步。在目前单一模式的发动机无法满足高超声速飞行器大跨度飞行马赫数范围的条件下，出现了基于涡轮和火箭的两种组合循环动力装置，而基于涡轮的组合动力装置(TBCC)由于其可重复使用、发射与着陆点灵活、飞行成本低等特点具有很大的发展潜力([1]王占学,刘增文,王鸣.涡轮基组合循环发动机技术发展趋势和应用前景[J].航空发动机,2013,39(3):12-17)。

进气道需要为发动机提供符合要求进气量的高压低速均匀来流，是高超声速飞行器推进系统中的重要部件，早期一种典型的TBCC推进系统采用内并联双通道进气道使气流进入进气道后通过喉道分别流入涡轮通道和冲压通道，并通过控制分流板的位置实现由涡轮模态向冲压模态的转换。然而这种方案在冲压发动机启动马赫数较高的前提下对涡轮发动机的工作范围提出了很高的要求，而现有涡轮发动机的设计工作马赫数范围并不能完全覆盖超燃冲压发动机的启动马赫数，所以在分流板的位置由双通道全开调节至关闭涡轮通道即模态转换的过程中，会由于涡轮发动机性能下降而出现推力不足的情况([2]AdamSiebenhaar,Thomas J.Bogar,Integration and Vehicle Performance Assessment ofThe Aerojet“TriJet”Combined-Cycle Engine,16th AIAA International Space Planesand Hypersonic Systems and Technologies Conference,2009)，这将导致推进系统在此过程中的加速性能受影响而无法顺利完成模态转换。

为弥补模态转换过程中推力不足的缺陷，考虑在原有内并联双通道进气道的基础上，在低速涡轮通道和高速冲压通道之间增加引射火箭通道，同样通过可调分流板来实现模态转换，这种进气道对应的组合式发动机称为三通道组合循环发动机(TriJet)，其包含三种推进系统，即在涡轮和超燃冲压基础上，以引射火箭来代替模态转换过程中涡轮发动机的作用，提供更大的推力，确保发动机转级阶段的正常运行。但由于TriJet进气道较TBCC发动机进气道还要多出一个火箭通道，可用空间相当有限，结构布局及不同模态之间转换的控制难度很大，故对三通道进气道的研究对高超声速飞行器的发展具有深远而重要的意义。

发明内容

本实用新型的目的在于提供可提高模态转换过程中发动机推力性能的高超声速三通道进气道。

本实用新型设有冲压通道、引射火箭通道、涡轮通道和分流板，其中冲压通道由三维方转椭圆进气道压缩型面、三维方转椭圆进气道唇口、三维方转椭圆进气道肩部型线、冲压通道隔离段组成，三维方转椭圆进气道压缩型面由前缘捕获型线在设计马赫数下的基本流场中通过逆向流线追踪生成，冲压通道隔离段由三维方转椭圆进气道肩部型线向后等直拉伸得到，引射火箭通道和涡轮通道通过分流板转动形成的空间与三维方转椭圆进气道压缩型面进行连接过渡，火箭通道扩张段涡轮通道扩张段分别根据给定尺寸形状的火箭通道出口和涡轮通道出口采用面积均匀过渡的方式生成型面。

所述冲压通道为高速冲压通道，所述涡轮通道为低速涡轮通道。

本实用新型的结构包括三维方转椭圆进气道的压缩型面、高速冲压通道隔离段、引射火箭通道扩张段、低速涡轮通道扩张段和分流板。其中三维方转椭圆进气道的压缩型面采用特征线法和逆向流线追踪方法产生型面，其余部分使用面积均匀过渡的方式生成型面。

本实用新型不仅保持了完全气动过渡的三维方转椭圆进气道的优点，能够在设计马赫数下保证全流量来流捕获且在低马赫数下自动调整溢流，而且采用引射火箭代替模态转换过程中的涡轮提供推力，提高推进系统的整体性能。

本实用新型的优点：三维内转式高超声速三通道涡轮基组合循环动力进气道的设计方法，同时兼顾了涡轮、冲压组合动力进气道和引射火箭的优点，仅使用分流板这一种几何变形装置来实现模态之间的转换，涡轮模态下三通道同时打开，转级时分流板缓慢关闭涡轮通道，转由引射火箭提供推力，解决了TBCC发动机模态转换时推力不足的缺陷，至冲压模式关闭火箭通道仅留下冲压通道，由矩形进气道进口过渡的椭圆形冲压通道能得到更好的燃烧室性能。发动机布局采用内并联型可减小迎风面积和外部阻力。

附图说明

图1是本实用新型实施例的总体结构示意图。

图2是本实用新型实施例的半剖结构示意图。

图3是本实用新型实施例的左视示意图。

图4是本实用新型实施例的仰视示意图。

在图1～4中，各标记为：1表示三维方转椭圆进气道前缘捕获型线、2表示三维方转椭圆进气道肩部型线、3表示三维方转椭圆进气道压缩型面、4表示三维方转椭圆进气道唇罩点、5表示冲压通道、6表示冲压通道隔离段、7表示引射火箭通道、8表示引射火箭通道扩张段、9表示涡轮通道、10表示涡轮通道扩张段、11表示分流板、12表示引射火箭通道出口、13表示涡轮通道出口、14表示冲压通道出口、15表示高超声速来流。

具体实施方式

三维内转式三通道涡轮基组合循环动力进气道的总体结构如图1所示，所述进气道由高速冲压通道5、引射火箭通道7、低速涡轮通道9和分流板11构成，其中冲压通道5由三维方转椭圆进气道压缩型面3、三维方转椭圆进气道唇口4、三维方转椭圆进气道肩部型线2、冲压通道隔离段6组成，三维方转椭圆进气道压缩型面3由前缘捕获型线1在设计马赫数下的基本流场中通过逆向流线追踪生成，将三维方转椭圆进气道肩部型线2向后等直拉伸得到冲压通道隔离段6，引射火箭通道7和低速涡轮通道9通过分流板11转动形成的空间与三维方转椭圆进气道压缩型面3进行连接过渡，火箭通道扩张段8和涡轮通道扩张段10分别根据给定尺寸形状的火箭通道出口12和涡轮通道出口13采用面积均匀过渡的方式生成型面。

本实用新型不仅保持了完全气动过渡的三维方转椭圆进气道的优点，能够在设计马赫数下保证全流量来流捕获且在低马赫数下自动调整溢流，又采用引射火箭代替模态转换过程中的涡轮提供推力，提高推进系统的整体性能。

Claims (3)

1.高超声速三通道进气道，其特征在于设有冲压通道、引射火箭通道、涡轮通道和分流板，其中冲压通道由三维方转椭圆进气道压缩型面、三维方转椭圆进气道唇口、三维方转椭圆进气道肩部型线、冲压通道隔离段组成；三维方转椭圆进气道压缩型面由前缘捕获型线在设计马赫数下的基本流场中通过逆向流线追踪生成，冲压通道隔离段由三维方转椭圆进气道肩部型线向后等直拉伸得到，三维方转椭圆进气道压缩型面于三维方转椭圆进气道肩部型线处转平进入冲压通道隔离段，三维方转椭圆进气道唇口存在于三维方转椭圆压缩型面与冲压通道隔离段下壁面在对称面上的交接位置；引射火箭通道和涡轮通道通过分流板转动形成的空间与三维方转椭圆进气道压缩型面进行连接过渡，火箭通道扩张段涡轮通道扩张段分别根据给定尺寸形状的火箭通道出口和涡轮通道出口采用面积均匀过渡的方式生成型面。

2.如权利要求1所述高超声速三通道进气道，其特征在于所述冲压通道为高速冲压通道。

3.如权利要求1所述高超声速三通道进气道，其特征在于所述涡轮通道为低速涡轮通道。