CN214741686U - 基于双入射弯曲激波的宽速域进气道 - Google Patents

Abstract

基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，包括进气道外压段、涡轮通道隔离段和分流板；所述涡轮通道隔离段包括依次连接的涡轮通道扩张段和涡轮通道等直段，涡轮通道扩张段入口为类矩形型面，涡轮通道扩张段的出口为圆形型面；所述分流板包括第一级分流板和第二级分流板，第一级分流板的转轴设于进气道第一级压缩型面的末端位置，另一端为自由端；所述第二级分流板的的转轴设于进气道涡轮通道上壁面曲线的二次导数为零的位置，另一端为自由端；其中，当进气道的工作状态从设计点转到非设计点时，两级分流板联动配合，分别绕转轴向上匀速运动，根据满足起动性能及泄除多余流量的需求，两级分流板运动到匹配当前工况的最佳位置。

Description

基于双入射弯曲激波的宽速域进气道

技术领域

本发明涉及宽速域飞行器的进气道，尤其涉及基于双入射弯曲激波的宽速域进气道。

背景技术

目前，宽速域飞行器是世界各航空航天大国的热门研究内容，也是未来飞行器发展的一个重要方向。进气道作为推进系统的核心部件，其作用是为发动机捕获足够气流的同时实现高效压缩，确保整个推进系统产生足够的推力来满足飞行器宽速域范围内工作。按照不同的来流压缩形式，目前的高超声速进气道主要包括：二元式进气道、轴对称外锥式进气道、侧压式进气道和三维内转式进气道等四种类型。其中三维内转式进气道具有捕获流量大、压缩效率高、浸润面积小以及角区流动激波边界层干扰较弱等特点。不难发现，现阶段三维内转式进气道被广泛采用。

虽然在宽速域飞行器进气道研究领域，各项研究已取得有效进展，部件性能也在不断提升。然而，迄今为止，传统的三维内转进气道均基于单入射波的基准流场进行设计，在设计状态下，进气道外压段压缩性能有限，喉道马赫数较高，气流损失较大；在非设计状态下，分流板完全开启时，转轴位置膨胀效果明显，使得气流在外压段内加速，提高了喉道马赫数，增大了气流损失。而高性能的进气道通常需要在较宽的速域范围内均具有较优异的综合性能，即设计时需要兼顾压缩效率和内收缩比，故希望通过多级压缩的方式来提高压缩效率。与此同时，科研人员普遍采用传统特征线法进行基准流场反设计，不仅编程复杂，而且稳定性差，限制了基准流场选择范围，进而缩小了进气道的几何构造范围。由此可见，目前制约宽速域飞行器进气道性能的问题之一是缺乏一种基于双入射弯曲激波的宽速域进气道。

发明内容

本实用新型的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供基于双入射弯曲激波的宽速域进气道。

本实用新型设有进气道外压段、涡轮通道隔离段和分流板；所述涡轮通道隔离段包括依次连接的涡轮通道扩张段和涡轮通道等直段，涡轮通道扩张段入口为类矩形型面，使用“双S 弯”形式的三次样条曲线作为涡轮通道扩张段的中心线，根据进气道总长度要求以及扩张比需求设计扩张段出口位置及截面面积，出口截面形状为圆形；所述分流板包括第一级分流板和第二级分流板，第一级分流板的转轴设于进气道第一级压缩型面的末端位置，另一端为自由端；所述第二级分流板的的转轴设于进气道涡轮通道上壁面曲线的二次导数为零的位置，另一端为自由端；其中，当进气道的工作状态从设计点转到非设计点时，两级分流板联动配合，分别绕转轴向上匀速运动，根据满足起动性能及泄除多余流量的需求，两级分流板运动到匹配当前工况的最佳位置。

本实用新型所述进气道外压段通过给定初始喉道截面型线在双入射弯曲激波基准流场中进行逆流向流线追踪得到，包括进气道第一级压缩型面和进气道第二级压缩型面；所述第二级压缩段上壁面为第一级分流板，第一级分流板的转动角度为进气道外压段第二级压缩楔角，此角度两极分别对应为第一级分流板的下极限位置和完全开启的上极限位置。

本实用新型所述涡轮通道扩张段包括从扩张段入口到第二级分流板转轴处的类矩形扩张段和依次连接的类矩形转圆扩张段；所述涡轮通道类矩形扩张段上壁面为第二级分流板，其上极限位置为当第一级分流板处于上极限位置时，通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流后消除喉道内激波边界层干扰并有最佳捕获流量的位置，其下极限位置由实际喉道面积所决定；所述涡轮通道类矩形转圆扩张段是通过面积均匀过渡生成。

本实用新型设有初始泄流口，考虑到粘性附面层厚度和泄除激波边界层干扰产生的低能流，在设计马赫数来流条件下，设计初始泄流口面积为5％的初始喉道面积，通过改变喉道高度方式实现，不改变喉道截面型线形状，具体为将第二级分流板向下偏转对应角度，该角度由实际喉道截面面积决定，也即第二级分流板的下极限位置；所述实际喉道截面面积为初始喉道面积减去初始泄流口面积所剩余的面积。

本实用新型的优点：利用本设计方法生成的基于双入射弯曲激波的宽速域进气道同时兼顾了进气道外压段的流场特征与进气道外压段的出口性能，并且实现了已知激波和出口参数分布的两级压缩流动反设计，在保证总压恢复的情况下大大提升压比，具有较高的压缩效率，进气道特征长度缩短；弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，得到的基准流场范围更广；进气道为三维内收缩进气道，设计高马赫数条件下两道弯曲入射激波贴口，两级压缩大大提升压缩效率从而降低喉道马赫数，泄除粘性附面层同时具有较高的流量捕获，增大发动机的推力，同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流以及两级分流板联动配合，保证进气道的综合性能，从而实现了进气道宽速域范围内高性能工作；非设计状态下，第一级分流板开启的极限角度等于进气道外压段第二级压缩楔角，使得第一级分流板开启时可以消除转轴处的膨胀波，使气流一直处于压缩状态，降低喉道马赫数，降低损失，而第二级分流板向上开启，增大喉道面积，保证进气道起动性能；涡轮通道扩张段中心线采用三次样条曲线设计和流通截面的均匀过渡设计以及涡轮通道等直段设计，使得涡轮通道具有较高的总压恢复系数和较低的总压畸变系数，提高出口气流的均匀度。

附图说明

图1为本实用新型实施例的压缩型面入口与肩部的投影图。

图2为本实用新型实施例在设计高马赫数状态下两级分流板处于下极限位置时的主视结构示意图。

图3为本实用新型实施例在低马赫数状态下两级分流板完全开启时的主视结构示意图。

图4为本实用新型实施例的仰视结构示意图。

图5为本实用新型实施例的全模结构示意图。

图中标记为：1表示进气道第一级压缩型面，2表示第一级分流板转轴，3表示第一级分流板、4表示进气道外压段、5表示进气道初始喉道截面、6表示进气道实际喉道截面、7表示唇罩点、8表示进气道前缘捕获型线、9表示进气道第二级压缩段入口的二维投影、10表示流线追踪得到的流线、11表示初始泄流口、12表示进气道前缘点所在位置、13表示第一级分流板完全开启时的上极限位置、14表示第二级分流板、15表示第二级分流板的上极限位置、16表示第二级分流板转轴、17表示涡轮通道类矩形转圆扩张段、18表示涡轮通道扩张段出口截面、19表示涡轮通道等直段、20表示进气道隔离段的出口、21表示涡轮通道扩张段的中心线、22表示宽速域进气道涡轮通道隔离段、23表示来流条件、24表示第一级分流板的下极限位置、25表示第二级分流板的下极限位置、26表示第二级压缩型面压缩角、27 表示涡轮通道扩张段。

具体实施方式

为了使本实用新型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，对本实用新型做进一步详细说明。

参见图1～5，本实用新型设有进气道外压段4、涡轮通道隔离段22、第一级分流板3和第二级分流板14；所述涡轮通道隔离段22包括依次连接的涡轮通道扩张段27和涡轮通道等直段19，涡轮通道扩张段27入口为类矩形型面，使用“双S弯”形式的三次样条曲线作为涡轮通道扩张段的中心线21，根据进气道总长度要求以及扩张比需求设计扩张段出口位置及截面面积，扩张段出口截面18形状为圆形；所述分流板包括第一级分流板3和第二级分流板14，第一级分流板转轴2设于进气道第一级压缩型面1的末端位置，另一端为自由端；所述第二级分流板转轴16设于进气道涡轮通道上壁面曲线的二次导数为零的位置，另一端为自由端；其中，当进气道的工作状态从设计点转到非设计点时，两级分流板联动配合，分别绕转轴向上匀速运动，根据满足起动性能及泄除多余流量的需求，两级分流板运动到匹配当前工况的最佳位置；

所述进气道外压段4通过给定进气道初始喉道截面5型线在双入射弯曲激波基准流场中进行逆流向流线追踪得到，包括进气道第一级压缩型面1和进气道第二级压缩型面；所述第二级压缩段上壁面为第一级分流板3，第一级分流板3的转动角度为进气道外压段第二级压缩型面压缩角26，此角度两极分别对应为第一级分流板的下极限位置24和第一级分流板完全开启时的上极限位置13；

所述涡轮通道扩张段27包括从扩张段入口到第二级分流板转轴16处的类矩形扩张段和依次连接的涡轮通道类矩形转圆扩张段17；所述涡轮通道类矩形扩张段上壁面为第二级分流板14，第二级分流板的上极限位置15为当第一级分流板3处于第一级分流板完全开启时的上极限位置13时，通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流后消除喉道内激波边界层干扰并有最佳捕获流量的位置，第二级分流板下极限位置25由进气道实际喉道截面6面积所决定；所述涡轮通道类矩形转圆扩张段17是通过面积均匀过渡生成。

本实用新型设有初始泄流口11，考虑到粘性附面层厚度和泄除激波边界层干扰产生的低能流，在设计马赫数来流条件下，设计初始泄流口11面积为5％的进气道初始喉道截面5面积，通过改变喉道高度方式实现，不改变喉道截面型线形状，具体为将第二级分流板14向下偏转对应角度，该角度由进气道实际喉道截面6面积决定，也即第二级分流板的下极限位置 25；所述进气道实际喉道截面6面积为进气道初始喉道截面5减去初始泄流口11所剩余的面积。图中，8表示进气道前缘捕获型线、9表示进气道第二级压缩段入口的二维投影、10表示流线追踪得到的流线、11表示初始泄流口、12表示进气道前缘点所在位置。

以下给出具体实施例。

本实用新型具体实施例给定来流条件23后，设计如图2所示的工作范围为Ma＝0～3.5的双入射弯曲激波的宽速域进气道，所述进气道由进气道外压段4、涡轮通道隔离段22、第一级分流板3和第二级分流板14组成。通过数值仿真计算发现，该进气道在来流条件23的情况下能够实现较高的压缩效率和总压恢复以及较低的总压畸变，具有较高的综合性能。

本实用新型采用弯曲激波理论设计进气道外压段4，在保持三维内转进气道优点的同时，实现了进气道内部的两级压缩，两级压缩大大提高压缩性能，降低喉道马赫数，缩短进气道特征长度，取进气道第二级压缩型面压缩角26作为第一级分流板3的转动角度，第一级分流板3完全开启时的位置为第一级分流板完全开启时的上极限位置13，此种设计消除以往进气道由第一级分流板3旋转带来的膨胀波。通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流以及两级分流板联动配合，在各飞行工况情况下保证进气道的综合性能，从而实现了进气道宽速域范围内高性能工作。此外，弯曲激波理论相较于传统特征线法计算效率更高，精度更高，得到的基准流场范围更广，拓宽了进气道设计范围，为飞行器构造匹配提供了更多的选择。

Claims (4)

1.基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，其特征在于：包括进气道外压段、涡轮通道隔离段和分流板；所述涡轮通道隔离段包括依次连接的涡轮通道扩张段和涡轮通道等直段，涡轮通道扩张段入口为类矩形型面，使用双S弯形式的三次样条曲线作为涡轮通道扩张段的中心线，根据进气道总长度要求以及扩张比需求设计扩张段出口位置及截面面积，出口截面形状为圆形；所述分流板包括第一级分流板和第二级分流板，第一级分流板的转轴设于进气道第一级压缩型面的末端位置，另一端为自由端；所述第二级分流板的转轴设于进气道涡轮通道上壁面曲线的二次导数为零的位置，另一端为自由端；其中，当进气道的工作状态从设计点转到非设计点时，两级分流板联动配合，分别绕转轴向上匀速运动，根据满足起动性能及泄除多余流量的需求，两级分流板运动到匹配当前工况的最佳位置。

2.如权利要求1所述的基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，其特征在于：所述进气道外压段通过给定初始喉道截面型线在双入射弯曲激波基准流场中进行逆流向流线追踪得到，包括进气道第一级压缩型面和进气道第二级压缩型面；所述第二级压缩段上壁面为第一级分流板，第一级分流板的转动角度为进气道外压段第二级压缩楔角，此角度两极分别对应为第一级分流板的下极限位置和完全开启的上极限位置。

3.如权利要求1所述的基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，其特征在于：所述涡轮通道扩张段包括从初始喉道截面处到第二级分流板转轴处的类矩形扩张段和依次连接的类矩形转圆扩张段；涡轮通道类矩形扩张段上壁面为第二级分流板，其上极限位置为当第一级分流板处于上极限位置时，通过唇罩口自动溢流和泄流口主动泄流后消除喉道内激波边界层干扰并有最佳捕获流量的位置，其下极限位置由实际喉道面积所决定；涡轮通道类矩形转圆扩张段是通过面积均匀过渡生成。

4.如权利要求1所述的基于双入射弯曲激波的宽速域进气道，其特征在于：设有初始泄流口，考虑到粘性附面层厚度和泄除激波边界层干扰产生的低能流，在设计马赫数来流条件下，设计初始泄流口面积为5％的初始喉道面积，通过改变喉道高度方式实现，不改变喉道截面型线形状，具体为将第二级分流板向下偏转对应角度，该角度由实际喉道截面面积决定，也即第二级分流板的下极限位置；所述实际喉道截面面积为初始喉道面积减去初始泄流口面积所剩余的面积。

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