CN103748337B - 可调整的超音速进气道 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航空技术，并且更具体地，涉及用于超音速飞机推进***的进气道。本发明旨在获得下列技术效果，通过调整扫掠楔状部中的一者的级的顶角和进气道的流动通道的最小面积来确保发动机在马赫数高达M=3.0的所有飞行状态中的稳定运转。可调整的超音速进气道包括呈流动减速***、即由形成二面角的两个多级扫掠减速楔状部（7、20）以及同样形成二面角的外壳组成的超音速扩压段（22）的形式的入口，该入口的所有边缘都位于同一平面中；位于减速***的下游的进气道临界截面部；以及位于该进气道临界截面部的下游的亚音速扩压段（23）。如从前部所见，进气道的入口呈矩形或平行四边形的形状。在扫掠楔状部（7、20）上的级的数量可以是不同的；同样，楔状部的扫掠部可以是彼此不同的并且不同于入口的对应的边缘。除了第一级之外，两个多级扫掠楔状部（7、20）中的一者的所有级均可围绕位于所讨论的楔状部的第一级与第二级的相交处的轴线旋转，从而形成可移动的前部面板（11）。可移动的后部面板（12）位于该亚音速扩压段中。

Description

可调整的超音速进气道

技术领域

本发明涉及航空工程，并且更具体地，涉及用于超音速飞机推进***的进气道。本发明优选地可应用于最大马赫数为3.0的旁路式涡轮喷气发动机飞机中。

背景技术

雷达感知度低的飞机（AC）的制造暗示了其所有元件的形状均有助于减小飞机的雷达散射截面积（RCS）。这也适用于发动机的进气道的入口的形状。为了获得所需的效果，进气道的所有边缘均应该具有扫掠部并且平行于一些飞机元件（机翼的边缘、尾翼等）。产生针对马赫数M＞2.0的情况具有高固有特征的这种超音速进气道并不是一种微不足道的工作。

超音速的可调整的二维进气道是已知的，其中，流动以一系列斜冲击波的形式在可调整的多级的笔直的楔状部上被减速。为了改进该进气道性能，该楔状部可设置有穿孔和临界截面区域——设置有用于吹除（bleed）边界层的横向缝隙（Remeev N.H.，超音速飞机进气道的空气动力学（Aerodynamics of Supersonic Aircraft Air Intakes.）TsAGI，Zhukovsky出版，2002年，178页）。

执行超音速流动的三维压缩方案的F-22飞机的超音速进气道（超音速飞机的空气动力学、稳定性和可操纵性（Aerodynamics，Stabilityand Maneuverability of Supersonic Aircraft），G.S.Byushgens.编辑，Nauka.Fizmatlit出版，1998年）可被称之为现有技术。为了降低F-22飞机的雷达感知度，进气道在入口的所有边缘上均被扫掠过。如从前部所见，进气道入口具有平行四边形的形状。进气道每经过一个穿孔的竖向和水平楔状部就具有一个减速阶段，并且进气道在管道中具有空气旁路门。进气道管道呈S形。最小流动通道面积（临界截面）是不可调的。缺少对于F-22飞机中的进气道临界截面的调整是不利的。为此，在超音速飞行状态下的进气道性能低于用于可调整的进气道的水平（对于“猛禽”F/A-22飞机的技术现状的***分析（System Analysis ofTechnical Aspect of“Raptor”F/A-22aircraft），FGUP“GosNIIAS”的报告No.68（15396），2005年）。显然，进气道并未被设计成用于在马赫数超过M=2.0的情况下的飞行（超音速飞机的空气动力学、稳定性和可操纵性（Aerodynamics，Stability and Manoeuvrability of SupersonicAircraft），G.S.Byushgens.编辑，Nauka.Fizmatlit出版，1998年）。

最接近的现有技术是这样一种进气道，该进气道包括：通向进气道的入口，该入口呈流动减速***——由形成二面角的两个多级扫掠减速楔状部和同样形成二面角的外壳组成的超音速扩压段——的形式，该入口的所有边缘均位于同一平面中；进气道临界截面，其位于该减速***的下游；以及位于该进气道临界截面下游的亚音速扩压段（RU2343297C1）。最接近的现有技术通过使用V形楔状部（即从前部所见，彼此成钝角定向的两个相邻的扫掠楔状部）并通过对具有两对可调面板的临界截面面积进行控制来实现流动的三维减速。进气道被构造成使所有入口边缘均被扫掠过。当对每对面板进行调整时，横向缝隙出现在它们的相邻端面之间，并且纵向缝隙出现在它们的既位于与侧壁接合的接合部上、又位于彼此接合的接合部上的侧面之间。这些缝隙起到减小包括沿二面角生长的边界层在内的边界层对于进气道特征的反作用的目的。该技术解决方法具有下列劣势：

–对于进气道的调整并未在亚音速飞行速度和较低的超音速飞行速度下提供必需的临界截面，这是因为可移动的面板以小幅度移动。另外，出现了尺寸不可接受的前述缝隙。这意味着，进气道并未提供遍及运行速度范围的旁路式涡轮喷气发动机运行并且该进气道并不是多模式的进气道。

–实现进气道调整在技术上是复杂的。

发明内容

待由本发明获得的技术效果在于，通过调整扫掠楔状部中的一者的级的顶角和进气道的最小流动通道面积来确保发动机在马赫数高达M=3.0的所有飞行状态中的稳定运转，其中，发动机进气总压力恢复因数具有不低于用于可调整的二维进气道的常规水平的水平，并且总流动不均匀性（overall flow heterogeneity）低于最大允许值（超音速飞机的空气动力学、稳定性和可操纵性（Aerodynamics，Stability andManeuverability of Supersonic Aircraft），G.S.Byushgens.编辑，Nauka.Fizmatlit出版，1998）。由于进气道入口的如从前部所见的平行四边形形状和所有边缘的扫掠部，导致降低了安装有进气道的物体的雷达感知度。当进气道的边缘平行于物体的一些元件（机翼的前缘或后缘、尾翼等）时，将获得最大的雷达感知度降低效果。

所述技术效果在一种可调整的超音速进气道中获得，该可调整的超音速进气道包括通向该进气道的入口，该入口呈流动减速***——由形成二面角的两个扫掠减速楔状部和同样形成二面角的外壳组成的超音速扩压段——的形式，该入口的所有边缘均位于同一平面中；进气道临界截面部，该进气道临界截面部位于减速***的下游；以及位于进气道临界截面部的下游的亚音速扩压段；其中，进气道的入口如从前部所见呈相应侧的高度与该相应侧的长度之间具有任意比率的矩形或平行四边形的形状；扫掠楔状部上的级（stage）的数量可以是不同的，并且楔状部的扫掠部可以是彼此不同的且不同于入口的相应边缘；两个多级扫掠楔状部中的一者的除了第一级之外的所有级均可围绕位于所述楔状部的第一级与第二级的交叉处的轴线旋转，以形成可移动的前部面板；匹配的可移动的后部面板位于亚音速扩压段中，所述可移动的后部面板是亚音速扩压段的一部分并且可围绕位于该面板的后端面的区域中的轴线旋转；其中，在前部面板和后部面板同步旋转的情况下，在该前部面板与该后部面板之间形成具有接近于矩形的形状的横向缝隙。

在来自减速楔状部的斜冲击波的下游，可在由外壳形成的二面角的区域中设置旁通到外部流动中的空气旁路。

在临界截面区域中的固定的楔状部上可设置有被枢转门封闭住的附加横向缝隙。

如从前部所见，进气道入口的除了由扫掠楔状部形成的角之外的角都可被倒角或截止（cut off）。

亚音速扩压段可具有被吸入式安全门封闭住的孔。

在由外壳形成的二面角的区域中的进气道入口的边缘中可设置凹槽。

外壳可具有任意成形的孔。

在减速楔状部上可设置穿孔。

附图说明

通过附图对本发明进行说明，其中，图1示出了可调整的超音速进气道的仰视图；图2为可调整的超音速进气道的侧视图；图3为可调整的超音速进气道的主视图；图4示出了图1中的截面A-A；图5示出了处于额定功率飞行中的可调整的超音速进气道中的流动减速的示意图。

具体实施方式

可调整的超音速进气道包括下列元件：

1-包括前部可调整面板的减速楔状部的边缘；

2-固定的减速楔状部的边缘；

3、4-外壳的边缘；

5-进气道的管道；

6-圆柱形部；

7-包括前部可调整面板的减速楔状部；

8-吸入式安全门（suction relief door）；

9-前部可调整面板11的枢转轴线；

10-后部可调整面板12的枢转轴线；

11-处于最大临界截面位置中的前部可调整面板（虚线示出了最小临界截面位置）；

12-处于最大临界截面位置中的后部可调整面板（虚线示出了最小临界截面位置）；

13-用于吹除边界层的处于前部可调整面板与后部可调整面板之间的横向缝隙；

14-处于包括前部可调整面板的减速楔状部7的第一级与第二级之间的弯曲部；

15-处于固定的减速楔状部的第一级与第二级之间的弯曲线；

16-处于包括前部可调整面板的减速楔状部7的第二级与第三级之间的弯曲线；

17-由外壳形成的二面角的截止部（cutoff）；

18-处于包括前部可调整面板的减速楔状部7与外壳之间的接合部中的入口的倒角部；

19-由固定的减速楔状部20和外壳形成的二面角的截止部；

20-固定的减速楔状部20；

21-调整固定的减速楔状部20上的临界截面区域中的附加横向缝隙的门；

22-超音速扩压段（减速***）；

23-亚音速扩压段；

24-来自扫掠楔状部7和20的第一级的斜冲击波；

25-来自扫掠楔状部7和20的第二级的斜冲击波；

26-来自扫掠楔状部7和20的第三级的斜冲击波；

27-最终的正常冲击波；

28-旁路区域，该旁路区域位于斜冲击波和正常冲击波的下游，用于增大通过进气道的气体流速范围，在该旁路区域处提供了进气道的稳定操作。

如从前部所见，进气道入口呈相应侧的高度与该相应侧的长度之间具有任意比率的平行四边形的形状或者其特定情形——矩形。该入口可具有除了由扫掠楔状部7和20形成的角之外的角的截止部17和19或倒角部18。进气道入口的边缘位于与流动方向成锐角定向的平面中。由此，入口的所有边缘都被扫掠过。

超音速扩压段22包括流动减速***，该流动减速***由形成二面角的一对扫掠楔状部7和20以及外壳（3、4——外壳的边缘）组成。扫掠楔状部7和20具有至少一个级，并且楔状部上的级的数量可以是不同的。作为一种示例，图1、2、3和4示出了在一个扫掠楔状部上具有三个级并在第二个扫掠楔状部上具有两个级的进气道。扫掠楔状部的各个级的弯曲部14、15和16均在位于形成二面角的楔状部7和20的相应级的表面的交线上的位置处相交。在每个扫掠楔状部7和20上的级的扫掠角可以不同于相应的楔状部的边缘的扫掠角，并且也处于它们本身之间。扫掠楔状部7和20的级的顶角被指定用于设计该减速***，以产生来自每对相应的楔状部的级的具有给定强度的单个斜冲击波，即利用空气动力学设计原理（Shchepanovsky V.A.，Gutov B.I.，超音速进气道的空气动力学设计（Gas-dynamic Designing of Supersonic AirIntakes.）Nauka，Novosibirsk，1993）。如同扫掠楔状部7和20一样，外壳形成二面角。具体特征是将外壳定向成使得它使流动进一步减速，即外壳并不排列在来自扫掠楔状部7和20的冲击波的下游的流线上。该外壳的底切角可以是可变的。可在位于由外壳形成的二面角的区域中的进气道入口的边缘中设置凹槽，并且外壳本身可具有任意成形的孔。

前部可调整面板11包括扫掠楔状部中的一者的除第一级之外的多个级，并且围绕位于楔状部7的第一级与第二级的相交处的轴线9旋转。后部可调整面板12是亚音速扩压段23的一部分并且围绕空间定位的轴线10旋转。该轴线在该面板的后端面的上方延伸。

在调整进气道的过程中，前部可调整面板11和后部可调整面板12在旋转时根据预定规律同时改变它们的位置，从而改变进气道临界截面的面积、扫掠楔状部7的可移动级的顶角，并且形成用于吹除位于前部可调整面板与后部可调整面板之间的边界层的横向缝隙13也是可能的。后部可调整面板12的旋转轴线10被定向成，使得当对该面板进行调整时，横向缝隙13具有接近于矩形形状的形状。被门21封闭住的附加横向缝隙可设置在位于临界截面区域中的固定的扫掠楔状部20上，用于吹除该边界层。为了防止边界层进入到发动机中，扫掠楔状部7和20的一些级可具有用于吸入积聚在这些级上的边界层的穿孔。

由于防止强湍流的边界层进入到发动机中，上述缝隙和穿孔有助于改进超音速下的进气道的特征。

亚音速扩压段23可具有吸入式安全门8，该吸入式安全门8提供了围绕进气道流动的外部空气进入到亚音速扩压段中的通路。该吸入式安全门8有助于增强低速（处于大冲角下的起飞和飞行）下的进气道性能。

当前的可调整的超音速进气道操作如下。

在亚音速飞行速度下，进气道的可调整面板处于缩进位置11和12中，从而提供临界截面区域，在临界截面区域处，在管道5中不存在超音速的流速。

在超音速飞行速度下，飞机推进***效率与进气道中的流动减速的效率有关。

在进气道的本实施方式中的超音速流动的减速发生在冲击波24、25、26中，该冲击波24、25、26出现于气流围绕减速***的扫掠楔状部7和20流动时。

随着飞行速度增大至超音速，可调整面板（前部可调整面板11和后部可调整面板12）从与亚音速飞行相对应的位置同步地偏转。在前部面板11被偏转的情况下，楔状部7的级的顶角增大，从而增大了来自这些级的冲击波中的流动减速强度。在后部面板12被偏转的情况下，临界截面面积减小。增大的流动减速强度和减小的临界截面面积对于进气道的特征具有积极效果。

当达到额定（通常为最高的）飞行速度时，在超音速扩压段22中达到了设计流动形态（图5），在那里，三维冲击波24、25、26从形成二面角的级的每对相应的楔状部7和20产生。利用空气动力学设计原理来对与额定构型相对应的减速***、即超音速扩压段22进行设计（Shchepanovsky V.A.，Gutov B.I.，超音速进气道的空气动力学设计（Gas-dynamic Designing of supersonic Air Intakes.）Nauka，Novosibirsk，1993）。

在低于额定速度的飞行速度下，进气道减速***中的流动形态不同于设计流动形态。

对于高达亚音速的流动的减速在最终的正常冲击波27中实现，该最终的正常冲击波27应位于斜冲击波下游的进气道入口处。亚音速流动最终在亚音速扩压段23中被减速并且被发动机消耗掉。

进气道在所有的飞行状态中并且在所有的发动机动力状态下的稳定操作由斜冲击波28中的气体旁路可利用性、呈减速***的楔状部7和20的级上的穿孔和处于前部可调整面板11与后部可调整面板12之间的横向缝隙13的形式的边界层吹除***加以确保。通过可由门21调整的并位于包括不可调整的级的固定的减速楔状部20的下游的临界截面区域中的附加横向缝隙，可进一步实现边界层吹除。

边界层吹除***还有助于增强进气道性能。

所通过的空气流速是变化的该进气道的稳定操作的范围可通过在位于由外壳形成的二面角的区域中的进气道入口的边缘中设置凹槽和/或在该外壳中设置任意成形的孔来进一步增大。

对于在多种操作模式和冲击气流速度下的进气道性能进行的实验研究和理论研究表明了当前设计解决方案的有效性并表明遵守了对于进气道的要求。

尽管提供了高固有空气动力学特征，但进气道构型同时有助于降低安装有该进气道的物体的雷达感知度。该效果通过进气道入口的如从前部所见的平行四边形形状和入口的所有边缘的扫掠来获得。元件被定向成使得雷达信号从该物体上反射所沿的方向的数量是最少的。

Claims (9)

1.一种可调整的超音速进气道，所述进气道包括通向所述进气道的入口，所述入口呈流动减速***——由形成二面角的两个多级扫掠减速楔状部和同样形成二面角的外壳组成的超音速扩压段——的形式，所述入口的所有边缘都位于同一平面中；进气道临界截面部，所述进气道临界截面部位于所述减速***的下游；以及位于所述进气道临界截面部的下游的亚音速扩压段，

其特征在于，

如从前部所见，所述进气道的所述入口呈相应侧的高度与所述相应侧的长度之间具有任意比率的平行四边形的形状；所述多级扫掠减速楔状部上的级的数量能够是不同的并且所述多级扫掠减速楔状部的扫掠部能够是彼此不同的且不同于所述入口的相应边缘；所述两个多级扫掠减速楔状部中的一者的除了第一级之外的所有级都能够围绕位于所述多级扫掠减速楔状部的所述第一级与第二级的交叉处的轴线旋转以形成可移动的前部面板；匹配的可移动的后部面板位于所述亚音速扩压段中，所述可移动的后部面板是所述亚音速扩压段的一部分并且能够围绕位于所述面板的后端面的区域中的轴线旋转；其中，在所述前部面板和所述后部面板同步旋转的情况下，在所述前部面板与所述后部面板之间形成有呈接近于矩形的形状的横向缝隙，其中，在所述临界截面区域中的固定的所述多级扫掠减速楔状部上设置有附加横向缝隙。

2.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于，在来自所述多级扫掠减速楔状部的斜冲击波的下游，在由所述外壳形成的二面角的区域中设置有旁通到外部流动中的气体旁路。

3.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于，包括枢转门，所述枢转门能够封闭住所述附加横向缝隙。

4.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于，如从前部所见，所述进气道的入口的除了由所述多级扫掠减速楔状部形成的角之外的角都被倒角或截止。

5.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于，所述亚音速扩压段具有被吸入式安全门封闭住的孔。

6.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于，在位于由所述外壳形成的二面角的区域中的所述进气道的入口的边缘中设置有凹槽。

7.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于，所述外壳具有任意成形的孔。

8.根据权利要求1所述的进气道，其中，在所述多级扫掠减速楔状部上设置有穿孔。

9.根据权利要求1所述的进气道，其中，如从前部所见，所述进气道的所述入口呈矩形的形状。