CN102748135B - 一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法。采用的二元混压式进气道的基本构型包括外压段、内压段、喉道段、扩张段、唇口,唇口为带有一定楔角的尖板结构；在设计进气道时，适当将设计起动马赫数提高，改变其唇口形状，在满足进气道流量需求的前提下通过牺牲一定的流量，有效地将起动马赫数降低到要求值以下。其不仅能满足进气道的起动性能要求，而且可在设计时增大进气道的收缩比，从而使其在较宽的工作范围内获得更高的抗反压能力以及更低的出口马赫数以利于燃烧室中高效燃烧的组织。此外，唇口形状的改变还可带来进气道工作过程中更小的总压损失。本发明提出的设计方法有较好的实际应用价值。

Description

一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法

技术领域

本发明涉及一种用于冲压发动机进气道的设计方法，具体地说,涉及一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法。特别适用于亚燃冲压发动机进气道的设计。 

背景技术

对工作马赫数较高的亚燃冲压发动机，例如固冲发动机，二元混压式进气道以其结构简单、迎角特性和升阻特性较好的优势被作为广泛采用的进气道形式之一。 

现有公开的文献“宽马赫数固冲二元进气道设计与研究”（《宇航学报》，Vol.29,No.5,2008,1577-1582）和“Optimum Design for 2-D Inlet Working in Condition of Large Angle of Attack”（AIAA 2009-36,2009）等文中描述的定几何二元混压式进气道的通常设计方法是基于经典的Oswatitsch等激波强度配波理论或等熵压缩理论进行的。在选定设计点以及起动马赫数后，结合气动原理以及一定的优化算法，基于“shock on lip”的状态完成进气道的压缩波系以及各关键几何参数设计。然后根据经验,或者数值模拟的修正最终完成进气道的全部构型设计。但是，使用这些方法设计得到的二元混压式进气道可以在设计点附近获得较好的性能，却往往难以在较宽的工作范围内均获得较好的性能。 

本发明的目的是通过在设计二元混压式进气道时,适当提高其设计起动马赫数，结合唇口形状的改变，在满足进气道流量需求的前提下以一定流量的牺牲有效地将起动马赫数降低到要求值以下，通过设计时采用更大的收缩比获得更高的抗反压能力和更低的出口马赫数，同时利用唇口形状的改变获得更大的总压恢复系数。 

发明内容

为了避免现有技术的不足之处,本发明提出一种定几何二元混压式超声速 进气道的设计方法。其目的是在设计进气道时，适当将设计起动马赫数提高，改变其唇口形状，在满足进气道流量需求的前提下通过牺牲一定的流量，有效地将起动马赫数降低到要求值以下。其不仅能满足进气道的起动性能要求，而且可在设计时增大进气道的收缩比，从而使其在较宽的工作范围内获得更高的抗反压能力以及更低的出口马赫数以利于燃烧室中高效燃烧的组织。此外，唇口形状的改变还可带来进气道工作过程中更小的总压损失。 

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:采用的二元混压式进气道的基本构型包括外压段、内压段、喉道段、扩张段、唇口,唇口为带有一定楔角的尖板结构；其特征在于步骤如下: 

步骤1.选择参数,根据不同飞行器的弹道需求，选定所用进气道合理的设计点、捕获流量和起动马赫数，并据此确定进气道的捕获高度及其几何宽度； 

步骤2.确定马赫数值，将设计起动马赫数适当提高到一定值，相对提高值不超过10%； 

步骤3.根据气体动力学原理，基于激波前后的气动关系，以进气道在设计点工作时各斜激波汇交到唇口为临界状态建立一维气动模型，并结合适当的优化算法进行优化，完成进气道的波系设计； 

步骤4.根据内压式进气道的起动关系准则完成二元混压式进气道喉部高度的确定； 

步骤5.根据数值模拟的修正并结合设计经验完成二元进气道内压段、喉道段和扩张段的几何构型设计； 

步骤6.将唇口适当地剪切掉一部分或多部分，剪切掉的总面积大小由设计起动马赫数相对初始要求值的提高程度来决定，但不超过唇口板面积的50%；剪切掉的每部分均以唇口前缘的某一点或者某两点为起点和终点。 

本发明的有益效果是: 

(1)在满足进气道流量需求的前提下，唇口被剪切掉一定的面积，可在进气道起动过程中通过唇口缺口处的额外溢流将起动马赫数有效地降低，满足进气道的起动能力要求。 

(2)将设计起动马赫数适当提高，能得到更大的进气道收缩比，不仅可提高 进气道在相同工作马赫数范围内的抗反压能力，而且可降低进气道的出口马赫数，有利于在燃烧室内组织更高效的燃烧。 

(3)由于唇口剪切后增加的额外溢流，进气道压缩过程中的激波强度会有所减弱，从而使总压恢复系数有所提高，更高的总压为发动机总体性能的提升提供了条件。 

(4)唇口剪切缺口处的流量损失在进气道起动过程中不超过3%，在整个进气道的工作范围内最大不超过8%，属于可接受范围。 

(5)唇口形状改变方法简单易行，只需要在设计完成的进气道基本构型基础上对唇口进行少许改动，机械加工容易实现。 

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法作进一步详细说明。 

图1为本发明的二元混压式进气道的基本构型。 

图2为本发明的二元混压式进气道的俯视图。 

图3为本发明提出的方法设计得到的二元混压式进气道俯视图。 

图4为改变形状后的唇口示意图。 

图中： 

1.外压段  2.内压段  3.喉道段  4.扩张段  5.唇口 

具体实施方式

参阅图1、图2、图3、图4，本发明定几何二元混压式超声速进气道包括外压段1、内压段2、喉道段3、扩张段4、唇口5，唇口5是内压段的一部分，为带有一定楔角的尖板结构。 

二元混压式超声速进气道在设计时需根据其飞行器的弹道要求，选定所用进气道合理的设计点、捕获流量和起动马赫数，并据此确定进气道的捕获高度及其几何宽度；本实施例选取的进气道设计点为：飞行高度10km，设计马赫数3.0；捕获流量4kg/s；起动马赫数2.2。本实施例据此选择进气道的宽度为150mm，捕获高度为72mm。在采用本发明定几何二元混压式超声速进气道的设计方法设计进气道时，将设计起动马赫数适当提高到一定值，相对提高值不超过10%； 本实施例将设计起动马赫数从2.2提高到2.35，从而使起动马赫数提高了7%。利用气体动力学原理，基于激波前后的气动关系，以进气道在设计点工作时各斜激波汇交到唇口为临界状态建立一维气动模型，并结合遗传算法以进气道总压恢复系数最大为目标进行优化，得到二元进气道的总压缩角以及各级压缩角,各级压缩角分别为17.5°，8.1°，9.4°，8.3°，9.2°。完成基本波系设计后，根据内压式进气道的起动关系准则完成二元混压式进气道喉部高度的确定；本实施例中进气道的喉道高度为36mm，即进气道的总收缩比为2.2。根据数值模拟的修正并结合设计经验完成二元进气道内压段2、喉道段3和扩张段4的几何构型设计；本实施例中选取进气道的喉道段3长高比为2.0，扩张段4的单侧扩张角为3度，扩张比为2.0。完成基本几何构型设计后，将进气道唇口5适当地剪切掉一定面积或多部分，剪切掉的总面积大小由设计起动马赫数相对初始要求值的提高程度来决定，但不超过唇口板面积的50%；剪切掉的每部分均以唇口前缘的某一点或者某两点为起点和终点。本实施例按照图4中的唇口5形状进行剪切，即剪切掉两个三角形部分，使唇口5形成顶角为120度的等腰三角形，而且剪切掉的两部分都分别以唇口5前缘的中点和端点作为起点和终点。在完成定几何二元混压式进气道的设计，通过数值模拟获得其性能。 

为了方便对比，针对本实施例选定的设计要点以及初始起动马赫数，使用相同的方法进行设计得到一个二元混压式进气道，除总压缩角以及各级压缩角（14.5°，7.3°，7.2°，6.9°，7.6°，总收缩比2.0）不同外，其它的几何构型参数选取相同的值，数值模拟得到结果见图表： 

从上面图表中可以看出，存在一临界马赫数，当来流马赫数高于此临界马赫数时，采用本发明提出的方法设计得到的二元混压式进气道比采用传统方法设计得到的进气道性能更优；低于它时，前者性能则稍差。此临界马赫数一般大于提高后的设计起动马赫数，且对于不同的性能指标，此临界马赫数是不同的。 

但是，本实施例中采用本发明方法设计得到的进气道起动马赫数仅为2.1，仍然低于要求值2.2，说明还具有很大的提升空间,使得此临界马赫数尽量接近新取定的起动马赫数2.35，从而使进气道在更宽的工作马赫数范围内获得更优的性能。 

因此，本发明提出的设计方法可以在满足进气道流量需求的前提下，提高设计起动马赫数，通过改变唇口形状，牺牲一定的流量来获得二元混压式进气道更优的起动性能、总压恢复系数、出口速度以及抗燃烧形成反压的能力，有较好的实际应用价值。 

Claims (1)

1.一种定几何二元混压式超声速进气道的设计方法，采用的二元混压式进气道的基本构型包括外压段、内压段、喉道段、扩张段、唇口,唇口为带有一定楔角的尖板结构；其特征在于步骤如下:

步骤1.选择参数,根据不同飞行器的弹道需求，选定所用进气道合理的设计点、捕获流量和起动马赫数，并据此确定进气道的捕获高度及其几何宽度；

步骤2.确定马赫数值，将设计起动马赫数适当提高到一定值，相对提高值不超过10%；

步骤3.根据气体动力学原理，基于激波前后的气动关系，以进气道在设计点工作时各斜激波汇交到唇口为临界状态建立一维气动模型，并结合适当的优化算法进行优化，完成进气道的波系设计；

步骤4.根据内压式进气道的起动关系准则完成二元混压式进气道喉部高度的确定；

步骤5.根据数值模拟的修正并结合设计经验完成二元进气道内压段、喉道段和扩张段的几何构型设计；

步骤6.将唇口适当地剪切掉一部分或多部分，剪切掉的总面积大小由设计起动马赫数相对初始要求值的提高程度来决定，但不超过唇口板面积的50%；剪切掉的每部分均以唇口前缘的某一点或者某两点为起点和终点。

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