CN103797229A - 用于调整超音速进气道的方法 - 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。本发明的优选的使用领域是最大马赫数为3的涡轮喷气飞机中。本发明意在获得能够在不在进气道管道中形成不合乎要求的纵向缝隙的情况下并在不卡住可移动元件的情况下，调整一个扫掠楔状部的级的顶角和进气道的流动通道的最小面积（临界截面）的技术结果。用于调整超音速进气道的方法包括改变临界截面的面积和冲击波的位置。临界截面面积的改变和冲击波的位置的设置通过前部可调整面板（11）和后部可调整面板（12）的同时旋转来实现，该前部可调整面板（11）的旋转轴线（9）与扫掠楔状部（7、22）中的一个的第一级与第二级的交线重合，该交线并不垂直于冲击气流，该后部可调整面板（12）的旋转轴线（10）位于后部可调整面板（12）的后缘的区域中并且被定向成以便与前部可调整面板的旋转轴线相交，其中，当前部可调整面板和后部可调整面板旋转时，前部可调整面板的横向边缘和后部可调整面板的横向边缘相对于管道的成形的横向表面移位而不在前部可调整面板的横向边缘、后部可调整面板的横向边缘与管道的成形的横向表面之间形成缝隙。

Description

用于调整超音速进气道的方法

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。本发明可优选地适用于最大马赫数为3.0的旁路式涡轮喷气发动机飞机。雷达感知度低的飞机（AC）的生产意味着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）。这同样适用于发动机的进气道的入口的形状。为了获得预期效果，进气道的所有边缘都应当具有扫掠部并且平行于一些飞机元件（机翼的边缘、尾翼等）。遍及操作范围均具有高固有特性的这种进气道的实现在不对其进行调整的情况下是不可行的。

背景技术

通常，进气道减速表面（例如，楔状部或椎形部）是可调整的。在超音速下，改变减速表面的顶角导致改变了进气道中的流动减速强度并且改变了其临界截面的面积。同时，该调整的效果提供了进气道的遍及安装有该进气道的飞机的飞行速度范围的高性能。

存在一种用于调整超音速二维进气道的已知方法，该进气道的减速表面表现为多级非扫掠楔状部（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）。在已知的解决方案中，进气道通过围绕相应的轴旋转的面板进行调整。面板接连地布置在管道中。前部面板包括减速楔状部的除了第一级之外的多个级。前部面板的轴线与楔状部的第一级和第二级的交线重合。后部面板是管道的一部分并且具有复杂的形状。后部面板的轴线在其后缘的上方延伸。减速楔状部的级和边缘中不存在扫掠部使得能够使用面板的垂直于冲击气流的平行旋转轴线。用于调整二维进气道的方法就具有扫掠边缘的进气道而言的劣势是，通过垂直于流动方向的轴线对其进行调整的不可行性，这是因为进气道入口的所有元件均被扫掠过。

本发明的最接近的现有技术是一种用于调整超音速进气道的方法，该方法涉及改变临界截面的面积和冲击波的位置（RU2343297C1）。已知的解决方案依赖于利用V形楔状部（即，如从前部所见，彼此成钝角定向的两个相邻的扫掠楔状部）的三维流动减速。进气道被构造成使得入口的所有边缘均被扫掠过。通过利用围绕相应的轴线旋转的两对面板来调整进气道。每对面板中的前部面板均是减速表面的一部分。后部面板是管道的一部分。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的接合部上、又位于彼此接合的接合部上的横向面之间。该方法具有下列劣势：

-用于调整进气道的方法并不提供在亚音速飞行速度和低超音速飞行速度下所必需的临界截面面积，这是因为可移动的面板以小幅度移动。否则，会出现尺寸不可接受的前述纵向缝隙。这意味着进气道并未遍及速度操作范围提供旁路式涡轮喷气发动机运转并且该进气道并不是多模式的。

–实现用于调整进气道的方法在技术上是复杂的。

发明内容

待由本发明获得的技术效果包括，确保在不在其管道中形成不合乎要求的纵向缝隙的情况下并在不卡住可移动元件的情况下，改变一个扫掠减速楔状部的级的顶角和最小进气道通道面积（临界截面）。这种调整接着会提供马赫数高达M=3.0的飞机的所有飞行模式中的发动机的稳定运转，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 flowheterogeneity）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 and Maneuverability of SupersonicAircraft），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，导致降低了安装有该进气道的物体的雷达感知度。当进气道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用于调整超音速进气道的方法中获得，该方法包括改变临界截面的面积和冲击波的位置，其中，临界截面的面积和冲击波的位置的所述改变通过使前部可调整面板和后部可调整面板同时旋转来实现，该前部可调整面板的旋转轴线与一交线重合，该交线为一个扫掠楔状部的第一级与第二级的交线，该交线并不垂直于冲击气流，该后部可调整面板的旋转轴线位于后部可调整面板的后缘的区域中并且被定向成与前部可调整面板的旋转轴线具有交点，其中，当前部可调整面板和后部可调整面板旋转时，前部可调整面板的横向边缘和后部可调整面板的横向边缘相对于管道的成形的横向表面移位而不在前部可调整面板的横向边缘、后部可调整面板的横向边缘与管道的成形的横向表面之间形成缝隙。

另外，当前部可调整面板和后部可调整面板旋转时，在平面图中处于前部可调整面板与后部可调整面板之间的横向缝隙并不改变其定向并且其位置与一直线重合，该直线穿过前部可调整面板的旋转轴线与后部可调整面板的旋转轴线的交点，其中，该缝隙具有用于可调整面板的任一可能位置的接近于矩形的形状。

另外，当前部可调整面板和后部可调整面板旋转时，遮蔽件的面板围绕该遮蔽件的旋转轴线旋转并且被定向成使得该遮蔽件的旋转轴线在其自身与后部可调整面板的旋转轴线之间具有共同的交点。

另外，当前部可调整面板和后部可调整面板旋转时，与前部可调整面板和后部可调整面板运动学地连接并且封闭住布置在位于临界截面区域中的不可调整的减速楔状部上的横向缝隙的枢转门改变它的位置。

附图说明

通过附图对本发明进行描述，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为图1中的截面A-A；图5示出了在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；图6为超音速进气道和用于调整该超音速进气道的面板的俯视图；图7为超音速进气道和用于调整该超音速进气道的面板的侧视图；图8为图6中的截面B-B。

具体实施方式

可调整的超音速进气道包括下列元件：

1-减速楔状部7的边缘；

2-固定的减速楔状部22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11的减速楔状部；

8-吸入式安全门的可能位置的区域；

9-前部可调整面板11的旋转轴线；

10-后部可调整面板12的旋转轴线；

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-处于最小临界截面位置中的前部可调整面板11；

14-处于最小临界截面位置中的后部可调整面板12；

15-用于吹除（bleed）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；

16-处于包括前部可调整面板的减速楔状部的第一级与第二级之间的弯曲线；

17-处于固定的减速楔状部22的第一级与第二级之间的弯曲线；

18-处于包括前部可调整面板的减速楔状部的第二级与第三级之间的弯曲线；

19-由外壳形成的二面角的截止部；

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

21-由固定的减速楔状部22与外壳形成的二面角的截止部；

22-固定的减速楔状部；

23-对位于固定的减速楔状部22上的临界截面区域中的附加横向缝隙进行调整的门；

24-超音速扩压器（减速***）；

25-亚音速扩压器；

26-来自扫掠楔状部的第一级的斜冲击波；

27-来自扫掠楔状部的第二级的斜冲击波；

28-来自扫掠楔状部的第三级的斜冲击波；

29-最终的正常冲击波；

30-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；

31-包括前部可调整面板11的楔状部的第一级；

32、33、34-遮蔽件（curtain）45的旋转轴线；

35-遮蔽件43的旋转轴线与后部可调整面板12的轴线的交点；

36-前部可调整面板11的旋转轴线与后部可调整面板12的旋转轴线的交点；

37–排列处于可调整面板11与可调整面板12之间的横向缝隙所沿的线；

38-后部可调整面板12的致动器的附接位置；

39-后部可调整面板12中的排出孔；

40-门23的旋转轴线；

41-在后部可调整面板12上方的紧密密封件；

42-横向枢转门23的控制机构；

43-前部可调整面板11的致动杆；

44-管道的轮廓；

45-遮蔽件；

46-后部可调整面板12的控制机构的隔间；

47-管道5的成形的横向侧。

超音速扩压器24、临界截面部、亚音速扩压器25、分别围绕轴线9和10枢转的前部可调整面板11和后部可调整面板12可被称之为进气道的基本元件。

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具有任意比率的平行四边形或其特定情形——矩形。进气道入口可具有除了由扫掠楔状部形成的角之外的角的截止部19和21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，该入口的所有边缘均被扫掠过。

超音速扩压器24是一种流动减速***，该流动减速***由形成二面角的一对扫掠楔状部7和22以及外壳（3、4——外壳的边缘）组成。扫掠楔状部7和22具有至少一个级，并且在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且在第二个扫掠楔状部上具有两个级的进气道。扫掠楔状部的相应级的弯曲部16、17和18在位于形成二面角的楔状部的相应级的表面的交线上的位置处彼此相交。在每个扫掠楔状部上的级的扫掠角可以不同于相应楔状部的边缘的扫掠角，并且也处于它们之间。当将减速***设计成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 Super-sonic Air Intakes.）Nauka，Novosibirsk，1993）时，指定扫掠楔状部的级的顶角。

与扫掠楔状部7和22一样，外壳形成二面角。具体特征是，外壳被定向成使得它使流动速度进一步减速，即外壳并不排列在来自扫掠楔状部的冲击波的下游的流线上。外壳的底切角可以是可调整的。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。

亚音速扩压器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气流进入到该亚音速扩压器25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。

上述用于调整进气道的方法如下。使包括一个扫掠楔状部7的除了第一级之外的多个级的前部可调整面板11围绕轴线9旋转，该轴线9位于楔状部7的第一级与第二级的相交处。匹配的后部可调整面板12是亚音速扩压器25的一部分并且围绕空间定位的轴线10旋转。如果前部可调整面板的轴线9是特别指定的，那么后部可调整面板的能够延伸到该后部可调整面板的后缘上方的轴线10的位置就被确定成，使得后部可调整面板的轴线10与前部可调整面板11的轴线9相交。

在对进气道进行调整的过程中，可在前部可调整面板11与后部可调整面板12之间形成横向缝隙15，用于吹除边界层。在可调整面板的设定轴线的选择方法中，位于它们之间的横向缝隙具有接近于矩形的形状。

前部可调整面板11通过杆43连接至后部可调整面板12。

当对进气道进行调整时，前部可调整面板11和后部可调整面板12在旋转时根据特定规律同时改变它们的位置。面板11和12的旋转改变了进气道临界截面面积、扫掠楔状部7的可移动的级的顶角、以及处于面板11与12之间的横向吹除缝隙15的尺寸，并且面板11和12的横向边缘在不形成缝隙的情况下相对于管道47的成形的横向表面移位。

被门23封闭住的用于边界层吹除的附加横向缝隙可被布置在位于临界截面区域中的固定的扫掠楔状部22上。该门可由对面板11、12进行同步控制的机构进行控制。例如，可应用运动学机构42，该运动学机构42通过杆和控制曲柄将枢转门与前部可调整面板11的轴线9相关连。

楔状部上的上述横向缝隙和穿孔有助于提高超音速下的进气道性能。

后部可调整面板12具有排出孔39，以使位于后部可调整面板12的上方的腔和管道中的压力相等（level）。位于可调整面板11、12的上方的腔被呈折叠式的分隔件的形式的遮蔽件45划分成两个半部，该遮蔽件45用于将已经通过穿孔、位于可调整面板之间的横向吹除缝隙15、以及排出孔39进入到面板上方的空间中具有不同压力的空气分离开。该遮蔽件45包括两个铰链连接的平坦面板——顶部面板和底部面板。顶部面板铰接至后部可调整面板控制机构隔间46的结构，并且底部面板铰接至后部可调整面板。为了提供遮蔽件45的运动学性能，该遮蔽件45的旋转轴线32、33、34空间定位，使得它们具有位于后部可调整面板12的旋转轴线10上的一个交点。

用于对具有扫掠边缘的进气道进行调整的方法实现如下。

在亚音速飞行速度下，进气道的可调整面板11和12处于最大临界截面位置（图中由实线所示的缩进位置）中，从而提供临界截面区域，在该临界截面区域中，在管道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。进气道中的超音速流动在冲击波26、27、28中被减慢，这些冲击波26、27、28出现在气流围绕减速***的扫掠楔状部流动时。随着超音速飞行速度增大，可调整面板11和12从与亚音速飞行对应的位置同步地偏转。面板11、12的同步偏转由处于前部可调整面板11与后部可调整面板12之间的机械联动装置经由杆43来提供。由此，后部可调整面板12的通过该机构的旋转同时驱动该前部可调整面板11。前部可调整面板11的朝向增大楔状部的级的顶角的旋转增大了来自这些级的冲击波中的流动减速强度。于此同时，后部面板12的旋转减小了临界截面面积。流动减速强度的增大和临界截面面积的缩小在进气道的性能上具有积极效果。

高达亚音速的流动的减速在位于进气道入口处的正常冲击波29中实现。该亚音速流动最终在亚音速扩压器25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均由斜冲击波28中的气体旁路30的可利用性、并由呈减速***的楔状部的级上的穿孔和处于前部可调整面板与后部可调整面板之间的横向缝隙的形式的边界层吹除***加以确保。

横向缝隙15形成于可调整面板11和12的不同于缩进位置的位置处。当使面板11和12缩进时，不存在缝隙15。该效果已经通过对可调整面板的旋转轴线9和10在空间中的定向选择以使得它们具有交点36来实现。

此外，边界层吹除通过位于（具有固定级的）固定的减速楔状部22上的临界截面区域中并且由门23进行调整的附加横向缝隙来实现是可能的。

当可调整面板11和12的位置不同于缩进位置时，附加横向缝隙通常在超音速飞行状态中被打开。当可调整面板11和12处于缩进位置中时，所述附加横向缝隙被门23封闭住。

在使面板延展时，遮蔽件45开始打开，该遮蔽件45将通过排出孔39进入到位于后部可调整面板12的上方的腔中的空气与通过穿孔和位于可调整面板11与12之间的横向吹除缝隙15进入到位于前部可调整面板11的上方的腔中的空气分离开。

所要求保护的用于调整的方法确保了进气道的高固有空气动力学特性，该进气道的构型同时有助于通过入口的如从前部所见的平行四边形形状以及入口的所有边缘和减速楔状部的级的扫掠降低了该进气道的雷达感知度。对于形成该入口的元件的定向的选择允许相对于雷达照明来指引它们的结构，以使从该结构反射的雷达信号偏转并且除去了角反射器。

Claims (4)

1.一种用于调整超音速进气道的方法，所述方法包括改变临界截面的面积和冲击波的位置，

其特征在于，对于所述临界截面的面积和所述冲击波的位置的所述改变通过使前部可调整面板和后部可调整面板同时旋转来实现，所述前部可调整面板的旋转轴线与一交线重合，所述交线为扫掠楔状部中的一个的第一级与第二级的交线，所述交线并不垂直于冲击气流，并且所述后部可调整面板的旋转轴线位于所述后部可调整面板的后缘的区域中并且定向成与所述前部可调整面板的所述旋转轴线具有交点，

其中，当所述前部可调整面板和所述后部可调整面板旋转时，所述前部可调整面板的横向边缘和所述后部可调整面板的横向边缘都相对于管道的成形的横向表面移位而不在所述前部可调整面板的横向边缘、所述后部可调整面板的横向边缘与管道的成形的横向表面之间形成缝隙。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述前部可调整面板和所述后部可调整面板旋转时，在平面图中处于所述前部可调整面板与所述后部可调整面板之间的横向缝隙并不改变它的定向，并且所述横向缝隙的位置与一直线重合，所述直线横穿所述前部可调整面板的所述旋转轴线与所述后部可调整面板的所述旋转轴线的所述交点，其中，所述缝隙具有用于所述可调整面板的任一可能位置的接近于矩形的形状。

3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，当所述前部可调整面板和所述后部可调整面板旋转时，遮蔽件的面板围绕所述遮蔽件的旋转轴线旋转并且被定向成使得所述遮蔽件的所述旋转轴线在其自身与所述后部可调整面板的所述旋转轴线之间具有共同的交点。

4.根据权利要求1所述的方法，其中，当所述前部可调整面板和所述后部可调整面板旋转时，与所述前部可调整面板和所述后部可调整面板运动学地连接并且封闭住位于所述临界截面区域中的不可调整的减速楔状部上的所述横向缝隙的枢转门改变它的位置。

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