CN106014683B - 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构 - Google Patents

一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构 Download PDF

Info

Publication number
CN106014683B
CN106014683B CN201610378297.4A CN201610378297A CN106014683B CN 106014683 B CN106014683 B CN 106014683B CN 201610378297 A CN201610378297 A CN 201610378297A CN 106014683 B CN106014683 B CN 106014683B
Authority
CN
China
Prior art keywords
expansion
unilateral
shaped
unicom pipeline
sern
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201610378297.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN106014683A (zh
Inventor
史经纬
周莉
张明阳
王占学
孙啸林
程稳
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Northwestern Polytechnical University
Original Assignee
Northwestern Polytechnical University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Northwestern Polytechnical University filed Critical Northwestern Polytechnical University
Priority to CN201610378297.4A priority Critical patent/CN106014683B/zh
Publication of CN106014683A publication Critical patent/CN106014683A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN106014683B publication Critical patent/CN106014683B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/28—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto using fluid jets to influence the jet flow
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明涉及一种带增压流动控制装置的TBCC用SERN结构，其包括单斜面膨胀喷管的下壁面、单斜面膨胀管的收缩段和单斜面膨胀管单边膨胀段；还包括设置在单斜面膨胀管单边膨胀段上的带增压流动装置；所述的带增压流动装置包括U型联通管道和设置在U型联通管道上的增压器，并且，U型联通管道的前端口置于斜激波与单斜面膨胀管单边膨胀段的交点之前，U型联通管道的后端口置于斜激波与单斜面膨胀管单边膨胀段的交点之后。通过对流经联通装置气流的加压，使分流区中较多的气流量被抽出，然后经过前端口以较大的速度喷出，这样既使得分离区范围大大减小、甚至消除，又使得激波位置前移，改变了主流的静压分布，改善了过膨胀工作工况。

Description

一种带增压流动控制装置的TBCC用SERN结构
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其是一种应用于高超声速飞行器的带流动控制的单斜面膨胀喷管结构，具体地说是可实现喷管过膨胀下推力系数恢复及俯仰力矩控制的喷管结构。
背景技术
目前，自人类的身影开始出现在天空之上，对飞行的要求就日益增加。尤其是步入21世纪以来，空间载荷的低成本投送、对超远距离目标的快速打击、以及全球范围的高速运输，种种诸如此类的目标都使得人们对远程、高速飞行器的需求日益膨胀，如以涡轮冲压发动机(TBCC)为动力的高速飞行器。该种高超声速飞行器是继螺旋桨和喷气式飞机之后，世界航空史上的出现的第三次革命，也是本世纪航空航天领域的技术制高点，开展高超声速飞行器研究具有前瞻性、战略性和带动性，将对军事、经济和人类社会文明产生不可估量的深远影响。
未来超声速/高超声速飞行器是一个推进装置与飞行器机身高度一体化的***，在飞行器的一体化设计中必须考虑排气喷管这一重要组成部件对发动机性能的影响。排气喷管是发动机推力的主要产生部件，在飞行马赫数6时，它产生的推力可达发动机总推力的70％左右，排气喷管设计的好坏直接影响到整个发动机的性能。由于超声速/高超声速飞行器的宽广飞行包线，为了达到最好的喷管内部性能，要求喷管的落压比达到数百甚至上千，膨胀比达到几十。传统的轴对称喷管存在膨胀面的机械限制和密封机制等问题，这使得喷管的最大膨胀比无法满足上述要求。为了解决这一问题，排气***常常采用单膨胀斜面喷管(single Expansion Ramp Nozzle，简称SERN)的形式，SERN特有的优势在于：飞行器后体的下表面可以作为SERN的外膨胀斜面从而获得非常高的膨胀比；SERN的下斜板相对较短，它和飞行器的一体化可大大减小推进***的重量。此外，SERN相对于传统喷管更容易实现推力矢量控制和反向推力，用以提高飞行器的机动性：SERN还可以减小噪声、降低红外目标特性，提高飞行器的生存能力。由于SERN的设计马赫数和设计膨胀比都很高，而工作范围又非常宽广，在低的飞行马赫数和低的落压比下(跨声速阶段)，喷管内流将会处于过膨胀状态，喷管的性能显著恶化，推力系数大幅降低。如何提高低落压比条件下大膨胀比SERN的性能成为了一个亟待解决的问题。国内外针对这一问题开展了大量研究，提出了许多解决方案，其中绝大多数方案需要复杂的机械控制***，但机械***会增加发动机的重量，使喷管在高温环境下的运动部件增多，加重冷却***负担，提高设计成本，并会增大雷达反射面积，降低飞行器的隐身性能。
鉴于上述缺陷，本发明创作者经过长时间的研究和实践终于获得了本创作。
发明内容
为了克服高超声速飞行器在跨声速阶段出现的技术不足，实现全包线范围内高超声速用单斜面膨胀喷管(SERN)的高性能工作，本发明提供了一种带增压流动控制装置的单斜面膨胀喷管结构；该结构在保持高超声速飞行器高度飞/发一体化优势的前提下，融合了主动流动控制技术，在不明显增加所需控制能量的前提下，采用简单的管道及增压装置实现过膨胀状态时斜激波位置的控制，进而改善喷管在单斜面上的压力分布以及推力性能以及俯仰性能，从而可实现高速声速飞行器排气***的高气动性能。
为实现上述目的，本发明提供一种带增压流动控制装置的TBCC用SERN结构，其包括单斜面膨胀喷管的下壁面、单斜面膨胀喷管的收缩段和单斜面膨胀喷管单边膨胀段；还包括设置在单斜面膨胀喷管单边膨胀段上的带增压流动装置；
所述的带增压流动装置包括U型联通管道和设置在U型联通管道上的增压器，并且，U型联通管道的前端口置于斜激波与单斜面膨胀喷管单边膨胀段的交点之前，U型联通管道的后端口置于斜激波与单斜面膨胀喷管单边膨胀段的交点之后。
进一步地，所述的U型联通管道的位置设置使激波与单边膨胀段的交点处于U型联通通道位置中心处。
进一步地，所述的增压器的压比为1.02-1.05，通过对流经联通装置气流的加压，使分流区中较多的气流量被抽出，然后经过前端口以较大的速度喷出。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明主要是基于流动控制技术、针对改善吸气式高超声速推进***本身的跨声速推力性能而提出；旨在消除该处的附面层分离、改善流场品质，采用提出的增压流动控制装置使得附面层附近流动发生改变。通过对流经联通装置气流的加压，使分流区中较多的气流量被抽出，然后经过前端口以较大的速度喷出，这样既使得分离区范围大大减小、甚至消除，又使得激波位置前移，改变了主流的静压分布，改善了过膨胀工作工况。在高超声速飞行器工作在其他工况下时，关闭增压装置即可，此时联通通道前后端口之间的压差很小，不会出现由后端口至前端口的局部倒流，也不会对喷管的工作特性产生影响。
附图说明
图1为本发明的具有增压流动控制装置的TBCC用SERN结构及高速飞行器整体构图；
图2为本发明的具有增压流动控制装置的TBCC用SERN结构的局部放大图。
具体实施方式
以下结合附图，对本发明上述的和另外的技术特征和优点作更详细的说明。
请参阅图1所示，其为本发明的具有增压流动控制装置的TBCC用SERN结构及高速飞行器整体构图，其包括单斜面膨胀喷管的下壁面4、单斜面膨胀喷管的收缩段6和单斜面膨胀喷管单边膨胀段5；还包括设置在单斜面膨胀喷管单边膨胀段5上的带增压流动装置。
本实施例中的带增压流动装置包括U型联通管道7和设置在U型联通管道7上的增压器8，并且，U型联通管道7的前端口置于斜激波与单斜面膨胀喷管单边膨胀段5的交点之前，U型联通管道7的后端口置于斜激波与单斜面膨胀喷管单边膨胀段5的交点之后。
较佳的，U型联通管道7的位置设置使激波与单边膨胀段的交点处于U型联通通道位置中心处。
本实施例的增压装置，其为压比约为1.02-1.05的压缩设备，通过对流经联通装置气流的加压，使分流区中较多的气流量被抽出，然后经过前端口以较大的速度喷出。
请结合图1所示，在本发明实施例中，单斜面膨胀喷管的收缩段6和单斜面膨胀喷管单边膨胀段在高超声速飞行器蒙皮1下部；高超声速飞行器进气道2在高超声速飞行器蒙皮1下部；超燃冲压发动机3设置在单斜面膨胀喷管的下壁面4和高超声速飞行器蒙皮1之间。
在本实施例中，启动带增压的流动控制装置的增压器8，可以改善流场品质、提升喷管气动性能，部分气流经过U型联通通道7的后端口从前端口流出(请结合图2所示箭头方向)，进而部分减小了激波后分离区的大小，减弱分离激波的强度，并且从U型联通通道7喷出的高压高速气流将改变斜激波的位置，使其与单斜面膨胀喷管单边膨胀段5的交点前移。
请结合图2所示，气流经过U型联通通道7的后端口从前端口流出时，单斜面膨胀喷管主流的静压有所提升，弱化了过膨胀工作的不利影响，从而提升单斜面喷管的气动性能、削弱了俯仰力矩的影响。还可以通过调控增压器8的增压比，来实现单斜面膨胀喷管不同深度过膨胀状态下的流场改善。另外，如果高超声速飞行器脱离跨声速工况，一般而言单斜面膨胀喷管也脱离了严重过膨胀工况，那么此时关闭增压器8即可，由于联通通道7的前后端口压差较小，该装置的存在并不会对单斜面膨胀喷管产生明显的影响。
本发明实施例的工作原理如下：
当高超声速飞行器工作在跨声速工况时，单斜面膨胀喷管的落压比仅为8-15，远小于喷管的设计落压比(约300左右)，而处在严重的过膨胀工况，由单斜面膨胀喷管下壁面唇口发出的一道较强的斜激波与喷管的单边膨胀段相交，导致附面层的分离、流场的恶化，此时喷管除了存在较为明显的推力损失外，还有不可忽略的俯仰力矩出现。
本发明旨在消除该处的附面层分离、改善流场品质，采用提出的增压流动控制装置使得附面层附近流动发生改变。
由于气流进过激波后静压提升，附面层分离区中的气流为高压低速气流，在压差力的作用下，附面层中的部分气流进入联通通道后端口从前端口喷出，影响斜激波以及分离激波的形态，从而改变附面层的分离状态。然而，单纯的依靠激波对气流的增压来调控激波形态的效果并不突出
因此在本实施例在U型联通通道中增加了增压装置，该装置为压比约为1.02-1.05的压缩设备，通过对流经联通装置气流的加压，使分流区中较多的气流量被抽出，然后经过前端口以较大的速度喷出，这样既使得分离区范围大大减小(如图2所示)、甚至消除，又使得激波位置前移，改变了主流的静压分布，改善了过膨胀工作工况。在高超声速飞行器工作在其他工况下时，关闭增压装置即可，此时联通通道前后端口之间的压差很小，不会出现由后端口至前端口的局部倒流，也不会对喷管的工作特性产生影响。
上述详细说明是针对本发明其中之一可行实施例的具体说明，该实施例并非用以限制本发明的专利范围，凡未脱离本发明所为的等效实施或变更，均应包含于本发明技术方案的范围内。

Claims (3)

1.一种带增压流动控制装置的TBCC用SERN结构，其包括单斜面膨胀喷管的下壁面、单斜面膨胀管的收缩段和单斜面膨胀管单边膨胀段，其特征在于，还包括设置在单斜面膨胀管单边膨胀段上的带增压流动装置；
所述的带增压流动装置包括U型联通管道和设置在U型联通管道上的增压器，并且，U型联通管道的前端口置于斜激波与单斜面膨胀管单边膨胀段的交点之前，U型联通管道的后端口置于斜激波与单斜面膨胀管单边膨胀段的交点之后。
2.根据权利要求1所述的带增压流动控制装置的TBCC用SERN结构，其特征在于，所述的U型联通管道的位置设置使激波与单边膨胀段的交点处于U型联通通道位置中心处。
3.根据权利要求1或2所述的带增压流动控制装置的TBCC用SERN结构，其特征在于，所述的增压器的压比为1.02-1.05，通过对流经联通装置气流的加压，使分流区中较多的气流量被抽出，然后经过前端口以较大的速度喷出。
CN201610378297.4A 2016-05-30 2016-05-30 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构 Expired - Fee Related CN106014683B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610378297.4A CN106014683B (zh) 2016-05-30 2016-05-30 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610378297.4A CN106014683B (zh) 2016-05-30 2016-05-30 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN106014683A CN106014683A (zh) 2016-10-12
CN106014683B true CN106014683B (zh) 2018-04-06

Family

ID=57091824

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610378297.4A Expired - Fee Related CN106014683B (zh) 2016-05-30 2016-05-30 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN106014683B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108678873A (zh) * 2018-03-08 2018-10-19 西北工业大学 一种变几何燃烧室的超燃冲压发动机方案
CN109184952B (zh) * 2018-08-21 2019-06-18 西安理工大学 一种高超进气道不启动状态分离区自持能力定量分析方法
CN111594340B (zh) * 2020-04-30 2022-01-11 南京理工大学 一种利用热射流控制斜爆轰波起爆的楔面结构
CN117227987B (zh) * 2023-11-14 2024-03-12 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种与操纵面一体化设计的单边膨胀尾喷槽

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6857600B1 (en) * 2002-04-26 2005-02-22 General Electric Company Infrared suppressing two dimensional vectorable single expansion ramp nozzle
CN102251879A (zh) * 2011-06-09 2011-11-23 北京航空航天大学 差动式可调单边膨胀喷管
FR2987081A1 (fr) * 2012-02-21 2013-08-23 Snecma Ensemble et procede propulsifs
CN103899433A (zh) * 2014-03-31 2014-07-02 西北工业大学 一种新型激波控制推力矢量喷管结构

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9009966B2 (en) * 2013-03-15 2015-04-21 Northrop Gurmman Systems Corporation Internal/external single expansion ramp nozzle with integrated third stream

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6857600B1 (en) * 2002-04-26 2005-02-22 General Electric Company Infrared suppressing two dimensional vectorable single expansion ramp nozzle
CN102251879A (zh) * 2011-06-09 2011-11-23 北京航空航天大学 差动式可调单边膨胀喷管
FR2987081A1 (fr) * 2012-02-21 2013-08-23 Snecma Ensemble et procede propulsifs
CN103899433A (zh) * 2014-03-31 2014-07-02 西北工业大学 一种新型激波控制推力矢量喷管结构

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
二次流喷射对喷管流场性能的影响;刘爱华，王占学;《二次流喷射对喷管流场性能的影响》;20070430;第28卷(第2期);144-147 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN106014683A (zh) 2016-10-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN106014683B (zh) 一种带增压流动控制装置的tbcc用sern结构
KR102663574B1 (ko) 공중 차량을 위한 유체 추진 시스템 및 추력 및 리프트 발생기
CN106285946B (zh) 双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道
CN104632411B (zh) 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道
US6758032B2 (en) System of pulsed detonation injection for fluid flow control of inlets, nozzles, and lift fans
CN103879556B (zh) 宽飞行包线变体飞行器
CN106050472A (zh) 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法
US8662453B2 (en) Relating to air-breathing flight vehicles
US4463772A (en) Flush inlet for supersonic aircraft
CN106321283B (zh) 基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法
JP2003065155A (ja) 超音速飛行機のためのガス分岐手段を有する可変サイクル推進システム、および作動方法
US20070181743A1 (en) Method for streamline traced external compression inlet
CN106762221B (zh) 涡轮冲压组合发动机冲压空气涡轮热电转换及预冷方法
CN105736178A (zh) 组合循环发动机
CN106014684A (zh) 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构
JP4034600B2 (ja) 超音速飛行機のための圧縮空気分岐手段を有する可変サイクル推進システム
CN106168185A (zh) 空气涡轮冲压组合发动机及其工作方法
CN115653780A (zh) 一种适用于无尾布局的流体推力矢量喷管
Shi et al. Numerical study of a boundary layer bleedfor a rocket-based combined-cycle inlet in ejector mode
CN205592035U (zh) 组合循环发动机
CN112173082B (zh) 一种气流辅助控制的微涡流发生装置
CN105927421A (zh) 文丘里喷气发动机
CN113153577A (zh) 一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机
EP2180164A1 (en) Method and system for altering engine air intake geometry
CN209621495U (zh) 一种环流火箭发动机

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20180406

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee