CN103939217B - 矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种矩形截面高超声速变几何进气道，属于航空航天飞行器气动设计领域。本进气道中飞行器前体上设有供唇罩可调侧板穿过并运动的开缝，唇罩可调侧板的一端通过转动运动副与矩形截面唇罩的前缘链接，另一端穿过开缝与安装在飞行器前体内的侧板作动筒连接，侧板作动筒控制唇罩可调侧板单自由度转动。本发明还提供了一种矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法及工作方式。本发明通过调整唇罩可调侧板后掠角实现了进气道由不起动状态到进入起动状态的调节和增大或减小进气道马赫数流量捕获率，其结构简单、控制方便，极大地提高吸气式高超声速飞行器推进***的工作效率。

Description

矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式

技术领域

本发明涉及一种矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式，属于航空航天飞行器气动设计领域。

背景技术

对于高超声速吸气式飞行器而言，进气道在设计状态下的优良气动性能不能保证其在所有关键的工作状态下均能正常稳定地工作。特别是对于宽马赫数范围工作的高超声速吸气式飞行器，当处于非设计工作状态时，进气道能否正常起动并且以较小的阻力及流动损失为发动机提供足够的、满足一定气流品质要求的空气流量将是评价进气道综合气动性能的重要标准。

进气道变几何技术是指利用进气道自身机械装置或者附加流体、电磁等方式控制进气道在不同飞行环境下的工作状态。对于高超声速吸气式飞行器而言，变几何装置的复杂程度和控制难度将极大地影响飞行器的工作效率。

目前，大量已提出的变几何进气道的现有技术中大多只集中解决单一方面的问题，如低马赫数流量捕获率较低或者进气道再起动问题，无法通过一套变几何进气道同时解决低马赫数流量捕获率较低与进气道再起动的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于克服现有技术缺陷，提供一种能够同时解决高超声速进气道低马赫数流量捕获不足和进气道再起动的矩形截面高超声速变几何进气道及设计方法与工作方式。

本发明的工作原理为：在传统矩形截面高超声速进气道结构基础上设计并安装可转动唇罩可调侧板，根据飞行器的飞行状态实时调节唇罩侧板后掠角度，帮助推进***获得最佳的推进效率，主要应用于吸气式高超声速飞行器推进***。当进气道由于来流马赫数过低或者燃烧室反压过高导致进气道进入不起动状态时，进气道流场的明显特征为唇罩入口处出现大范围气流分离包，分离包使进气道堵塞导致大量气流流向进气道外侧，流入进气道内通道的其流量较小。为了使进气道起动，转动唇罩可调侧板，增大唇罩可调侧板后掠角使进气道由不起动状态进入起动状态；当进气道起动并正常工作时，如需增大进气道马赫数流量捕获率，减小唇罩可调侧板后掠角度；反之如需较小进气道马赫数流量捕获率，增大唇罩可调侧板后掠角度。

为了解决上述技术问题，本发明提供了一种矩形截面高超声速变几何进气道，包括飞行器前体、矩形截面唇罩、唇罩可调侧板和侧板作动筒，所述矩形截面唇罩固定在飞行器前体上，所述飞行器前体上设有供唇罩可调侧板穿过并运动的开缝，所述唇罩可调侧板的一端通过转动运动副与矩形截面唇罩的前缘链接，另一端穿过开缝与安装在飞行器前体内的侧板作动筒连接，侧板作动筒控制唇罩可调侧板单自由度转动。

本发明中，所述唇罩可调侧板为两块扇形结构片体，分别设置在矩形截面唇罩的两侧，贴近矩形截面唇罩的两内侧壁。

本发明中，所述飞行器前体为二元楔面压缩前体、三维曲面压缩前体或乘波前体。

本发明中，在不影响所述唇罩可调侧板运动的前提下尽量减小开缝的长度和宽度。

本发明还提供了一种矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法，具体包括以下步骤：

1)、根据飞行器来流条件确定进气道前体激波封口状态时唇罩反射激波角度θ₄；

2)、根据唇罩反射激波角度θ₄选择唇罩固定侧板后倾角θ₃，所述唇罩固定侧板后倾角θ₃小于或等于唇罩反射激波角度θ₄；

3)、根据唇罩固定侧板后倾角θ₃选择可转动唇罩侧板后掠角θ₂，所述可转动唇罩侧板后掠角θ₂小于或等于唇罩固定侧板后倾角θ₃；

4)、通过风洞试验或者数值仿真判断进气道能否在最低工作马赫数下起动并正常工作；如果能，设计完成；如果不能，重新选择唇罩反射激波角度θ₄，重复上述设计步骤。

作为优先，所述步骤2)中唇罩固定侧板后倾角θ₃比唇罩反射激波角度θ₄小1°～2°。

作为优先，所述步骤3)中可转动唇罩侧板后掠角θ₂比唇罩固定侧板后倾角θ₃小1°～2°。

本发明提供的一种矩形截面高超声速变几何进气道的工作方式为：

当飞行器从地面起飞时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为最大值，唇罩可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩内部；

当飞行速度逐渐增加接近接力点马赫数流量时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为最大值，唇罩可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩内部；

当飞行速度达到接力点马赫数时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为逐渐减小，唇罩可调侧板转动并向矩形截面唇罩外部展开；

当飞行器速度进一步增加至飞行速度上限时，唇罩可调侧板后掠角θ₁减小至最小值，唇罩可调侧板转动至矩形截面唇罩外部最大位置；

当飞行速度下降过低或燃烧室反压突增导致进气道不起动时，唇罩可调侧板后掠角θ₁快速增大，直到矩形截面唇罩入口处气流分离包消失，进气道起动。

本发明的有益效果在于：(1)、通过转动调整唇罩可调侧板后掠角θ₁，实现进气道由不起动状态到进入起动状态的调节，当进气道起动正常后，根据推进***对空气流量的需求调整唇罩可调侧板后掠角θ₁可方便增大或减小进气道马赫数流量捕获率，其同时实现了进气道马赫数流量的捕获和气道起动；(2)、本发明其结构简单、控制方便，极大地提高吸气式高超声速飞行器推进***的工作效率。

附图说明

图1为本发明矩形截面高超声速变几何进气道结构示意图；

图2为唇罩可调侧板和侧板作动筒示意图；

图3为本发明进气道前体激波和唇罩反射激波正视图；

图4为本发明矩形截面高超声速变几何进气道设计流程图；

图5为本发明矩形截面高超声速变几何进气道工作方式说明图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，本发明矩形截面高超声速变几何进气道,包括高超声速飞行器前体1、唇罩可调侧板2、矩形截面唇罩3和侧板作动筒4；图1中所示高超声速飞行前体1为简化示意图，具体形式可以是传统高超声速进气道中的二元楔面压缩前体、三维曲面压缩前体和乘波前体等类别中的一种。矩形截面唇罩3固定安装在高超声速飞行器前体1的顶部，两个侧板作动筒4对称固定安装在高超声速飞行器前体1内，其作动指令来自飞行器控制***或推进***控制器。高超声速飞行器前体1上与唇罩可调侧板2的运动干涉处开有开缝，以供唇罩可调侧板2穿过并运动；其开缝长度由唇罩可调侧板2运动区域大小决定、开缝宽度由唇罩可调侧板4厚度决定，在不影响唇罩可调侧板运动的前提下尽量减小缝的长度和宽度。唇罩可调侧板2为两块对称扇形结构片体，分别设置在矩形截面唇罩3的两侧，其一端通过一对转动运动副分别连接于矩形截面唇罩3的前缘，链接方式可以是铰接或者铆接等,链接时转动运动副应最大限度保留矩形截面唇罩3的前缘形状；两块扇形结构片体分别贴近矩形截面唇罩3内两边侧壁，当唇罩可调侧板2转动时依然保持贴近矩形截面唇罩3内侧壁，在不干扰唇罩可调侧板2转动的前提下尽量减小唇罩可调侧板2与矩形截面唇罩3内侧壁间的距离以避免气流泄漏；两块对称扇形结构片体的另一端分别穿过高超声速飞行器前体1的开缝分别与两个侧板作动筒4连接，两个侧板作动筒4分别控制两块对称扇形结构片体的唇罩可调侧板4进行单自由度转动。

本发明矩形截面高超声速变几何进气道在设计状态下与常规高超声速进气道的空气动力学性能一致，唇罩可调侧板2的加入对设计来流状态下进气道的空气动力学性能影响极小。

如图2所示，唇罩可调侧板2由侧板作动筒4控制转动，侧板作动筒4在图中水平向左伸出，唇罩可调侧板后掠角θ₁减小；侧板作动筒4在图中水平向右收缩，唇罩可调侧板后掠角θ₁增大，侧板作动筒4控制指令来自飞行器控制***或推进***控制器。

如图3、4所示，本发明矩形截面入口高超声速变几何进气道设计方法具体过程为：

首先，根据飞行器来流条件确定进气道前体激波5封口状态时唇罩反射激波角度θ₄；

其次，根据唇罩反射激波角度θ₄选择唇罩固定侧板后倾角θ₃，确定原则为：唇罩固定侧板后倾角θ₃≤唇罩反射激波角度θ₄；优选唇罩固定侧板后倾角θ₃比唇罩反射激波角度θ₄小1°～2°；

然后，根据唇罩固定侧板后倾角θ₃选择可转动唇罩侧板后掠角θ₂，确定原则为：可转动唇罩侧板后掠角θ₂≤唇罩固定侧板后倾角θ₃；优选可转动唇罩侧板后掠角θ₂比唇罩固定侧板后倾角θ₃小1°～2°；

最后，通过风洞试验或者数值仿真判断进气道能否在最低工作马赫数下起动并正常工作。如果能，设计完成；如果不能，重新选择唇罩反射激波角度θ₄，重复上述设计步骤。

如图5所示，本发明矩形截面入口高超声速变几何进气道工作方式包括以下过程：

当飞行器从地面起飞时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为最大值，可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩3内部；

当飞行速度逐渐增加接近接力点马赫数时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为最大值，唇罩可调侧板2完全隐藏于矩形截面唇罩3内部；

当飞行速度达到接力点马赫数时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为逐渐减小，唇罩可调侧板2转动并向矩形截面唇罩3外部展开；

当飞行器速度进一步增加至飞行速度上限时，唇罩可调侧板后掠角θ₁减小至最小值，唇罩可调侧板2转动至矩形截面唇罩3外部最大位置；

当飞行速度下降过低或燃烧室反压突增导致进气道不起动时，唇罩可调侧板后掠角θ₁快速增大，唇罩可调侧板2转动并向矩形截面唇罩3内部收缩，直到矩形截面唇罩3入口处气流分离包消失，进气道起动。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以做出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种矩形截面高超声速变几何进气道，包括飞行器前体(1)和矩形截面唇罩(3)，所述矩形截面唇罩(3)固定在飞行器前体(1)上，其特征在于：还包括唇罩可调侧板(2)和侧板作动筒(4)，所述飞行器前体(1)上设有供唇罩可调侧板(2)穿过并运动的开缝，所述唇罩可调侧板(2)的一端通过转动运动副与矩形截面唇罩(3)的前缘链接，另一端穿过开缝与安装在飞行器前体(1)内的侧板作动筒(4)连接，侧板作动筒(4)控制唇罩可调侧板(2)单自由度转动。

2.根据权利要求1所述的矩形截面高超声速变几何进气道，其特征在于：所述唇罩可调侧板(2)为两块扇形结构片体，分别设置在矩形截面唇罩(3)的两侧，贴近矩形截面唇罩(3)的两内侧壁。

3.根据权利要求1所述的矩形截面高超声速变几何进气道，其特征在于：所述飞行器前体(1)为二元楔面压缩前体、三维曲面压缩前体或乘波前体。

4.根据权利要求1所述的矩形截面高超声速变几何进气道，其特征在于：在不影响所述唇罩可调侧板(2)运动的前提下尽量减小开缝的长度和宽度。

5.根据权利要求1至4任一项所述的矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)、根据飞行器来流条件确定进气道前体激波封口状态时唇罩反射激波角度θ₄；

2)、根据唇罩反射激波角度θ₄选择唇罩固定侧板后倾角θ₃，所述唇罩固定侧板后倾角θ₃小于或等于唇罩反射激波角度θ₄；

3)、根据唇罩固定侧板后倾角θ₃选择可转动唇罩侧板后掠角θ₂，所述可转动唇罩侧板后掠角θ₂小于或等于唇罩固定侧板后倾角θ₃；

4)、通过风洞试验或者数值仿真判断进气道能否在最低工作马赫数下起动并正常工作；如果能，设计完成；如果不能，重新选择唇罩反射激波角度θ₄，重复上述设计步骤。

6.根据权利要求5所述的矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于：所述步骤2)中唇罩固定侧板后倾角θ₃比唇罩反射激波角度θ₄小1°～2°。

7.根据权利要求5所述的矩形截面高超声速变几何进气道的设计方法，其特征在于：所述步骤3)中可转动唇罩侧板后掠角θ₂比唇罩固定侧板后倾角θ₃小1°～2°。

8.根据权利要求1至4任一项所述的矩形截面高超声速变几何进气道的工作方式，其特征在于：

当飞行器从地面起飞时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为最大值，唇罩可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩内部；

当飞行速度逐渐增加接近接力点马赫数流量时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为最大值，唇罩可调侧板完全隐藏于矩形截面唇罩内部；

当飞行速度达到接力点马赫数时，唇罩可调侧板后掠角θ₁为逐渐减小，唇罩可调侧板转动并向矩形截面唇罩外部展开；

当飞行器速度进一步增加至飞行速度上限时，唇罩可调侧板后掠角θ₁减小至最小值，唇罩可调侧板转动至矩形截面唇罩外部最大位置；

当飞行速度下降过低或燃烧室反压突增导致进气道不起动时，唇罩可调侧板后掠角θ₁快速增大，直到矩形截面唇罩入口处气流分离包消失，进气道起动。