CN103950543A - 一种具有可变放气***的飞行器超声速进气道 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种具有可变放气***的飞行器超声速进气道，包括超声速前体压缩面、进气道唇罩、进气道侧板、自超声速前体压缩面向内延伸的内板；所述内板上设有放气腔、覆盖在放气腔上的多缝或多孔盖板、位于放气腔内的放气腔隔板，放气腔下表面设有限流出口；所述放气腔隔板将放气腔隔离成为独立的子腔，根据超声速进气道的工作马赫数和姿态角变化通过移动放气腔隔板对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板的缝/孔数目、限流出口的启闭进行调节，实时对唇罩激波/边界层干扰的放气特性进行调节，从而在较宽的工作包线范围内获得良好的边界层控制效果，节省放气量，甚至还可在必要时关闭某区的放气流路。

Description

一种具有可变放气***的飞行器超声速进气道

技术领域

本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种飞行器超声速进气道。 

背景技术

超声速进气道是高速航空航天飞行器的重要气动部件之一，其位于吸气式推进***的最前端，肩负着流量捕获与调节、来流动能转化与利用、出口流速大小与均匀性调节、上下游扰动隔离等多项功能，对推进***的工作效率、工作包线等均有着直接影响。同时，超声速进气道还处于推进***和飞行器的交界面上，故对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等也有着显著影响。据分析，对于常规航空涡轮发动机而言（飞行马赫数一般在2.0以下），进气道总压恢复系数每上升1%，可使其推力增加1.5%，单位燃油消耗率下降2.5%，而对于更高马赫工作的冲压发动机，其总推力的50%以上来源于复杂进排气***。 

由于超声速气流的减速增压过程需要依靠激波等压缩波系来实现，而进气道在吸入上游机体边界层的同时其内部也有边界层不断发展，故激波/边界层干扰现象在超声速进气道中不可避免。而受出口气流必须为亚声速限制（通常出口马赫数小于0.6），超声速进气道中进出口气流的减速比往往较大（可能达到7:1），一般需要通过斜激波增压、正激波增压和亚声速增压等过程共同完成，这使得超声速进气道中面临的激波/边界层干扰问题变得复杂而多样。通常，严重的激波/边界层干扰现象会诱发显著的流动分离，并导致一系列的不利影响，如进气道出口总压恢复系数降低、畸变指数增大、亚临界稳定裕度降低或起动包线缩小等。为此，激波/边界层干扰始终是各类超声速进气道气动设计与评估中令人头疼的一类重要流动现象，其中唇罩激波/边界层干扰现象往往最为突出。 

为了保证在整个包线范围内的安全、高效工作，目前大多数实用的超声速进气道都离不开边界层放气控制措施。该措施是一种有源控制技术，通过在唇罩激波/边界层干扰区设置多排放气缝或放气孔，以及与之相连的稳压腔和限流出口，该类控制措施能够将激波/边界层干扰区间附近的低能气流排出进气道外，故可对激波/边界层干扰现象进行有效控制。然而，对于宽马赫数范围工作的超声速进气道而言，其通道内可能存在多处激波/边界层干扰现象，并且随着飞行马赫数、飞行姿态角的变化该干扰区位置和干扰强度还会随之变化，使得现有的边界层放气控制难以有效应对。为此，需要发展一种新型的边界层放气控制措施，以根据进气道的实际工况对放气特性进行调节，从而在宽范围内保持在高效控制状态。 

发明内容

为有效抑制宽马赫数超声速进气道中具有可变和多区特征的激波/边界层干扰现象，本发明提供一种可变放气***以及使用其的飞行器超声速进气道。通过在激波/边界层干扰区设置放气缝或放气孔、放气腔、限流出口和可移动放气腔隔板，本发明可根据进气道的实际工况对放气特性进行调节，从而在较宽的马赫数和攻角范围内获得较好的控制效果。 

为达到上述目的，本发明具有可变放气***的飞行器超声速进气道可采用如下技术方案： 

一种具有可变放气***的飞行器超声速进气道，包括超声速前体压缩面、进气道唇罩、进气道侧板、自超声速前体压缩面向内延伸的内板；所述进气道唇罩及内板之间形成进气道喉道；所述内板上设有放气腔、覆盖在放气腔上并面向进气道喉道的多缝或多孔盖板、位于放气腔内的放气腔隔板、连接放气腔隔板的隔板连杆、连接隔板连杆的隔板驱动装置；所述放气腔的底部为放气腔下表面，多缝或多孔盖板面对放气腔的面为放气腔上表面，所述放气腔下表面设有至少两个限流出口；所述放气腔隔板将放气腔隔离成为至少两个独立的子腔，每个限流出口对应一个独立的子腔。 

本发明具有可变放气***的飞行器超声速进气道通过在多排放气缝/孔下的放气腔中设置多个限流出口和可移动放气腔隔板，可以根据超声速进气道的工作马赫数和姿态角变化通过移动放气腔隔板对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板的缝/孔数目、限流出口的启闭进行调节，实时对唇罩激波/边界层干扰的放气特性进行调节，从而在较宽的工作包线范围内获得良好的边界层控制效果，节省放气量，甚至还可在必要时关闭某区的放气流路。为此，本发明的采用对于拓宽超声速进气道的工作包线范围、提高总压恢复系数和流量系数等气动性能均具有显著效果。另外，本发明还具有结构简单，易于实现等优点。 

本发明具有可变放气***的飞行器超声速进气道的控制方法可采用如下技术方案： 

当进气道的工作马赫数和姿态角发生变化时，唇罩激波/边界层干扰现象的位置会随之前后移动，此时放气腔隔板在隔板连杆及隔板驱动装置的驱动下在放气腔中移动，对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板的缝/孔数目、限流出口的启闭进行调节而可改变边界层的排出位置和排出量；包括：当飞行马赫数增加时，唇罩激波/边界层干扰现象的位置向进气道内移动，此时放气腔隔板向进气道内方向移动；当飞行马赫数降低时，唇罩激波/边界层干扰现象的位置向进气道外移动，此时放气腔隔板的位置向进气道外方向移动；并且，由于飞行 马赫数较低时唇罩激波中的第一道激波入射在进气道下表面的凸起部分，导致激波/边界层干扰现象变弱，为此使放气腔隔板将靠近外侧的那个限流出口关闭。 

附图说明

图1是本发明具有可变放气***的飞行器超声速进气道的剖面结构示意图。 

图2(a)、图2(b)、图2(c)是本发明具有可变放气***的飞行器超声速进气道的工作状态图。其中图2(a)为放气腔隔板将放气腔分隔为多个独立的子腔时的状态图；图2(b)为当飞行马赫数增加时放气腔隔板向进气道内方向移动时的状态图；图2(c)为当飞行马赫数降低时，放气腔隔板向进气道外方向移动时的状态图。 

具体实施方式

请参阅图1，本发明公开了一种具有可变放气***的飞行器超声速进气道，其包括超声速前体压缩面1、进气道唇罩2、进气道侧板3、自超声速前体压缩面1向内延伸的内板30、自进气道喉道4向内延伸的进气道扩张段5，该进气道扩张段5出口与涡轮或冲压发动机13相连；所述进气道唇罩2及内板30之间形成进气道喉道4；所述内板30上设有放气腔7、覆盖在放气腔7上并面向进气道喉道4的多缝或多孔盖板6、位于放气腔7内的放气腔隔板8、连接放气腔隔板8的隔板连杆9、连接隔板连杆9的隔板驱动装置10；所述放气腔7的底部为放气腔下表面19，多缝或多孔盖板6面对放气腔7的面为放气腔上表面18，所述放气腔下表面19设有至少两个限流出口11（限流出口11的数量始终比放气腔隔板8的数量多一个）；所述放气腔隔板8将放气腔7隔离成为至少两个独立的子腔，每个限流出口11对应一个独立的子腔。放气腔隔板8的横断面形状为梯形或矩形，当需要放气腔隔板8能实现限流出口11启闭功能时，其横断面形状设计为梯形，反之为矩形。 

所述前体压缩面1由2～4级压缩斜板/曲板组成，所述进气道唇罩2的内表面12的进气道喉道4上游部分由三段以下的斜板组成，其中的一级斜板可替换为曲板。 

所述进气道侧板3的前缘棱边23一端与进气道唇罩2的前缘尖点相连，另一端可以与进气道前体压缩面1的前缘尖点相连，也可以与进气道喉道4上游的前体压缩面1棱边上的任意点相连，如前缘棱边24所示的任意一种。 

本发明的具有可变放气***的飞行器超声速进气道可以根据超声速进气道的工作马赫数和姿态角变化通过移动放气腔隔板8对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板6的缝/孔数目、限流出口11的启闭进行调节。在进气道工作过程中产生的具体作用，请参阅图2（a），所述前体压缩面1一般由多个斜面组成，在工作时会产生多道前体斜激波14，而所述唇罩内表面12也会诱导出一道 或多道唇罩激波15。唇罩激波15与前体压缩面1上发展而来的边界层16相互作用，即形成了一处或多处激波/边界层干扰现象17。为了避免导致显著的流动损失和不稳定现象，在每处唇罩激波/边界层干扰现象17附近，均设置了多缝或多孔板6、放气腔7和限流出口11来对边界层16进行放气处理。由于随着唇罩激波15的不断压缩，各处激波/边界层干扰现象17附近的气流压强也会沿着流动方向而不断升高，为了避免放气腔7内的流动因压差不同而形成串流耦合，所使用的放气腔隔板8可以起到隔离作用，将放气腔7分隔为多个独立的子腔，且分别由一个限流出口11与之对应，即具有多放气腔控制的特点。并且，所述放气腔7的上表面18、下表面19被设计为两个互相平行的平面。当进气道的工作马赫数和姿态角发生变化时，唇罩激波/边界层干扰现象17的位置会随之前后移动，此时放气腔隔板8在隔板连杆9及隔板驱动装置10的驱动下在放气腔7中移动，对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板6的缝/孔数目、限流出口11的启闭进行调节，故可改变边界层16的排出位置和排出量，亦即实现了对放气特性的调节，从而在宽广的工作包线范围内获得良好的激波/边界层干扰控制效果。进一步，具体包括两种情况： 

（1）、如图2（b）所示，当飞行马赫数增加时，唇罩激波/边界层干扰现象17的位置向进气道内移动，此时放气腔隔板8向进气道内方向移动； 

（2）、如图2（c）所示，当飞行马赫数降低时，唇罩激波/边界层干扰现象17的位置向进气道外移动，此时放气腔隔板8的位置向进气道外方向移动；并且，由于此时唇罩激波18中的第一道激波入射在进气道下表面的凸起部分20，导致激波/边界层干扰现象21变弱，为此可利用放气腔隔板8将靠近外侧的那个限流出口11关闭。 

本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，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和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。 

Claims (6)

1.一种具有可变放气***的飞行器超声速进气道，其特征在于：包括超声速前体压缩面（1）、进气道唇罩（2）、进气道侧板（3）、自超声速前体压缩面（1）向内延伸的内板（30）；所述进气道唇罩（2）及内板（30）之间形成进气道喉道（4）；所述内板（30）上设有放气腔（7）、覆盖在放气腔（7）上并面向进气道喉道（4）的多缝或多孔盖板（6）、位于放气腔（7）内的放气腔隔板（8）、连接放气腔隔板（8）的隔板连杆（9）、连接隔板连杆（9）的隔板驱动装置（10）；所述放气腔（7）的底部为放气腔下表面（19），多缝或多孔盖板（6）面对放气腔（7）的面为放气腔上表面（18），所述放气腔下表面（19）设有至少两个限流出口（11）；所述放气腔隔板（8）将放气腔（7）隔离成为至少两个独立的子腔，每个限流出口（11）对应一个独立的子腔。

2.根据权利要求1所述的具有可变放气***的飞行器超声速进气道，其特征在于：进一步包括自进气道喉道（4）向内延伸的进气道扩张段（5），该进气道扩张段（5）出口与涡轮或冲压发动机（13）相连。

3.根据权利要求1或2所述的具有可变放气***的飞行器超声速进气道，其特征在于：限流出口（11）的数量始终比放气腔隔板（8）的数量多一个。

4.根据权利要求3所述的具有可变放气***的飞行器超声速进气道，其特征在于：放气腔隔板（8）的横断面形状为梯形或矩形，当需要放气腔隔板（8）能实现限流出口（11）启闭功能时，其横断面形状设计为梯形，反之为矩形。

5.根据权利要求1或2所述的具有可变放气***的飞行器超声速进气道，其特征在于：所述前体压缩面（1）由2～4级压缩斜板/曲板组成，所述进气道唇罩（2）的内表面（12）的进气道喉道（4）上游部分由三段以下的斜板组成，其中的一级斜板可替换为曲板。

6.一种如权利要求1所述的具有可变放气***的飞行器超声速进气道的控制方法，其特征在于：当进气道的工作马赫数和姿态角发生变化时，唇罩激波/边界层干扰现象（17）的位置会随之前后移动，此时放气腔隔板（8）在隔板连杆（9）及隔板驱动装置（10）的驱动下在放气腔（7）中移动，对各子腔的大小、每个子腔对应多缝或多孔盖板（6）的缝/孔数目、限流出口（11）的启闭进行调节而可改变边界层（16）的排出位置和排出量；包括：

当飞行马赫数增加时，唇罩激波/边界层干扰现象（17）的位置向进气道内移动，此时放气腔隔板（8）向进气道内方向移动；

当飞行马赫数降低时，唇罩激波/边界层干扰现象（17）的位置向进气道外移动，此时放气腔隔板（8）的位置向进气道外方向移动；并且，由于此时唇罩激波（18）中的第一道激波入射在进气道下表面的凸起部分（20），导致激波/边界层干扰现象（21）变弱，为此可利用放气腔隔板（8）将靠近外侧的那个限流出口（11）关闭。