CN106014684A - 一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构 - Google Patents

一种改善tbcc用sern的组合流动控制方法及结构 Download PDF

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王占学
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Abstract

本发明涉及一种改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，本发明在SERN的上膨胀斜面加入无源腔结构，同时在SERN的下斜板开设收敛形二次流喷口；在不明显增加所需控制能量的前提下，采用简单的无源腔结构及二次流喷射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，提高SERN在过膨胀状态下的推力系数，改善吸气式高超声速推进***在跨声速阶段的推力性能。

Description

一种改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构
技术领域
本发明涉及航空发动机技术领域，尤其涉及一种应用于吸气式高超声速推进***(涡轮冲压发动机，TBCC)的单斜面膨胀喷管(Single Expansion Ramp Nozzle，SERN)流动控制方法及结构，具体地说是提高SERN过膨胀状态下推力系数的组合流动控制技术。
背景技术
吸气式高超声速飞行器(飞行马赫数大于5)代表了未来军、民用航空器的战略发展方向，被喻为是继螺旋桨、喷气推进飞行器之后世界航空史上的第三次革命。在吸气式高超声速飞行器中，推进技术是其最为核心的关键技术，在世界各国的研究中表明，跨声速区域是飞行器推力裕度(推力减阻力)最低的阶段，跨声速阻力是确定推进***尺寸的重要因素。
喷管是高超声速推进***产生推力的重要部件，其落压比变化范围相当宽，从亚声速时的2直到高超声速(Ma＝5.0)时的300左右，为了满足高超声速飞行器的推力需求，需要喷管在几何结构上必须提供一个相当大的面积比。研究表明，基于飞行器/推进***/喷管一体化的考虑，采用单膨胀斜面喷管将会有良好的减重效果，并且有可能降低喷管底阻和摩擦损失。因此，目前绝大多数吸气式高超声速飞行器都采用了SERN作为构型设计。
SERN采用的是高超声速飞行器后体和喷管高度一体化的构型，这种设计虽然在高马赫数时具有良好的推力系数，但是其在跨声速阶段，由于喷管落压比下降，喷管气流将处于过膨胀状态，当过膨胀程度严重时，SERN的上壁面不仅不会产生推力，还有可能会产生阻力，此时喷管的性能显著恶化，推力系数大幅降低。此外，喷管过膨胀时的气流分离还将使高超声速飞行器在跨声速区产生明显的低头力矩，给飞行器的控制造成困难。
SERN的这一特点，是吸气式高超声速推进***跨声速阶段推力不足的主要原因之一，因此，只有解决SERN跨声速阶段气流过膨胀诱发的性能下降问题，才是提高推进***跨声速推力的关键所在。正是由于认识到了这一点，自上世纪90年代开始，国内外的研究人员纷纷将注意力转移到了SERN的过膨胀问题上，如何提高低落压比条件下大膨胀比SERN的性能成为一个亟待解决的问题。国内外针对这一问题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，并增大雷达反射面积，降低飞行器的隐身性能。本专利主要是基于主/被动方式相结合的流动控制技术、针对提高SERN过膨胀状态下的推力系数继而改善吸气式高超声速推进***的跨声速推力性能而提出。
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
本发明提供了一种将无源腔法(被动流动控制)和二次流喷射技术(主动流动控制)相结合的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构。
为实现上述目的，本发明提供了一种改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，在单斜面膨胀喷管的下斜板尾缘处的收敛形二次流喷口，在下斜板上表面喷射二次流，在喷口前形成一道弓形激波，弓形激波穿过整个喷管内流场与上膨胀斜面相交，激波和边界层的相互作用引起上膨胀斜面气流的分离。
位于上膨胀斜面的无源腔连通了诱导激波上、下游压力，使得上膨胀斜面诱导激波附近流动形态发生改变；激波后低速附面层气流在激波前后压差压力作用下流入无源腔腔体中，通过激波前的气孔被吹出腔外，与激波前附面层相互作用改变了原始激波根部的流动形态与压力分布，将诱导激波前推至无源腔的第一个孔处，此时激波后的分离区域也相应增大，并形成稳定的回流区。
本发明还提供了改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，包括设置在单斜面膨胀喷管的上膨胀斜面的无源腔结构和位于单斜面膨胀喷管的下斜板尾缘处的收敛形二次流喷口。
进一步地，所述的无源腔结构包括无源腔结构的腔体和位于腔体内的孔板。
进一步地，所述的单斜面膨胀喷管还包括收敛段和侧壁面；所述的下斜板位于收敛段与侧壁面的连接部位的下方。
进一步地，所述的孔板圆孔形孔板和直槽形孔板。
进一步地，所述的圆孔形孔板为在平板上设置若干排列的孔的结构。
进一步地，所述的直槽形孔板为在平板上设置若干直槽的结构。
进一步地，所述的二次喷流口包括贯通下斜板上表面的凹槽以及伸出下斜板的开口结构。
与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明在SERN的上膨胀斜面加入无源腔结构，同时在SERN的下斜板开设收敛形二次流喷口；在不明显增加所需控制能量的前提下，采用简单的无源腔结构及二次流喷射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，提高SERN在过膨胀状态下的推力系数，改善吸气式高超声速推进***在跨声速阶段的推力性能。
附图说明
图1为本发明的采用无源腔和二次流喷射组合流动控制技术的单斜面膨胀喷管的整体构型；
图2为本发明的采用无源腔和二次流喷射组合流动控制技术的单斜面膨胀喷管的内部结构示意图；
图3为本发明的采用无源腔和二次流喷射组合流动控制技术的单斜面膨胀喷管的工作原理示意图；
图4为本发明的单斜面膨胀喷管上斜面无源腔的圆孔形孔板的开孔示意图；
图5为本发明的单斜面膨胀喷管上斜面无源腔的直槽形孔板的开孔示意图；
图6为本发明的单斜面膨胀喷管下斜板二次流喷口为直槽形喷口的结构示意图；
图7为本发明的单斜面膨胀喷管下斜板二次流喷口为圆孔形喷口的结构示意图。
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1-7所示，在本发明中，在SERN的上膨胀斜面加入无源腔结构，同时在SERN的下斜板开设收敛形二次流喷口；在不明显增加所需控制能量的前提下，采用简单的无源腔结构及二次流喷射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，提高SERN在过膨胀状态下的推力系数，改善吸气式高超声速推进***在跨声速阶段的推力性能。
请结合图1所示，本发明的组合流动控制结构包括设置在单斜面膨胀管的上膨胀斜面3上的无源腔结构5和位于单斜面膨胀喷管的下斜板2尾缘处的收敛形二次流喷口6。
在本发明实施例中，单斜面膨胀喷管还包括收敛段1和侧壁面4；下斜板2位于收敛段1与侧壁面4的连接部位的下方。
在本发明实施例中，所述的无源腔结构5包括无源腔结构的腔体51和位于腔体51内的孔板52；其中，所述的孔板52具有两种形式，即圆孔形孔板(图4所示)和直槽形孔板(图5所示)；所述的圆孔形孔板为在平板上设置若干排列的孔的结构；所述的直槽形孔板为在平板上设置若干直槽的结构；平板上的孔或者槽均允许气流通过。
所述的无源腔结构5的主要参数包括孔板开孔率、孔径和腔深等。
所述的二次流喷口6，其主要参数包括二次流喷射流量、喷射压力和喷射角度等，其中喷射压力应大于周围气流的压力。在本发明实施例中，二次喷流口6包括贯通下斜板2上表面的凹槽以及伸出下斜板2的开口结构。
请结合图3所示，当高超声速飞行器工作在跨声速工况时，在SERN下斜板2上表面喷射二次流，在喷口6前形成一道弓形激波，弓形激波穿过整个喷管内流场与上膨胀斜面3相交，激波和边界层的相互作用引起上膨胀斜面3气流的分离。位于上膨胀斜面3的无源腔5连通了诱导激波上、下游压力，使得上膨胀斜面诱导激波附近的流动形态发生改变。
激波后低速附面层气流在激波前后压差压力作用下流入无源腔腔体51中，通过激波前的气孔被吹出腔外，与激波前附面层相互作用改变了原始激波根部的流动形态与压力分布，将诱导激波前推至无源腔5的第一个孔处，此时激波后的分离区域也相应增大，并形成稳定的回流区，如图3所示。通过无源腔和二次流喷射等两种组合流动控制技术的组合使用，提高了SERN上膨胀斜面上的压力积分值，最终改善了吸气式高超声速推进***在跨声速区的推力性能。
本发明的工作原理如下：
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(飞行马赫数5.0下约300左右)，而处在严重的过膨胀工况，由单斜面膨胀喷管下斜板唇口发出的一道较强的斜激波与喷管的单斜面膨胀段相交，诱发激波与附面层相互干扰效应，导致附面层的分离、流场品质的恶化，此时喷管的推力系数将大大低于其设计值。本发明提供的组合流动控制方法的核心作用就是通过对上斜面膨胀段流动分离的控制，改善上斜面的压力分布即提高上斜面的压力积分，达到改善SERN过膨胀状态下推力性能的目的。
首先，无源腔法是一种被动流动控制方法，该方法源自早期的超临界机翼设计。在原型SERN基础上增加无源腔，无源腔连通了诱导激波上、下游压力，使得上膨胀斜面诱导激波附近流动形态发生改变。激波后低速附面层气流在激波前后压差压力作用下流入无源腔中，通过激波前的气孔被吹出腔外，与激波前附面层相互作用改变了原始激波根部的流动形态与压力分布，将诱导激波前推至无源腔的第一个孔处，此时激波后的分离区域也相应增大，并形成稳定的回流区。相应地，SERN上膨胀斜面上的压力积分值增加，基于无源腔被动流动控制的SERN推力系数有所提升。此外，无源腔结构的存在不会降低SERN设计点的轴向推力系数，且不会带来低头力矩的影响。
其次，通过在SERN下斜板上喷射二次流，在喷射孔附近会形成一系列的膨胀波，射流经过膨胀波系快速膨胀，过膨胀的射流又会被周围的筒形激波和马赫盘再压缩，气流经过马赫盘后继续膨胀，并被主流吹向下游。由于二次流的喷射，主流流动在二次流喷口上游受到阻碍，在二次流喷口上游形成一道弓形激波，这使得二次流喷口前的压强增加，扰动通过壁面边界层向上游传播，在二次流喷口上游壁面附近产生一个类似楔形的分离区域，而分离区又会阻碍来流，形成分离激波，两道激波相交形成了“λ波”。此时上膨胀斜面处存在两处分离区，上游由于二次流喷射产生的分离区和下游由于气流的过膨胀产生的分离区，二次流喷射改变了上膨胀斜面分离区的分布，使得该区域压力升高；此外，二次流喷射还使得上膨胀斜面下游区域内的压力变大。与无源腔的作用类似，SERN下斜板二次流喷射导致的上膨胀壁面压力积分增大是喷管推力系数提高的原因。
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 (8)

1.一种改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，
在单斜面膨胀喷管的下斜板尾缘处的收敛形二次流喷口，在下斜板上表面喷射二次流，在喷口前形成一道弓形激波，弓形激波穿过整个喷管内流场与上膨胀斜面相交，激波和边界层的相互作用引起上膨胀斜面气流的分离。
位于上膨胀斜面的无源腔连通了诱导激波上、下游压力，使得上膨胀斜面诱导激波附近流动形态发生改变；激波后低速附面层气流在激波前后压差压力作用下流入无源腔腔体中，通过激波前的气孔被吹出腔外，与激波前附面层相互作用改变了原始激波根部的流动形态与压力分布，将诱导激波前推至无源腔的第一个孔处，此时激波后的分离区域也相应增大，并形成稳定的回流区。
2.一种改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，包括设置在单斜面膨胀喷管的上膨胀斜面的无源腔结构和位于单斜面膨胀喷管的下斜板尾缘处的收敛形二次流喷口。
3.根据权利要求2所述的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，所述的无源腔结构包括无源腔结构的腔体和位于腔体内的孔板。
4.根据权利要求2或3所述的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，所述的单斜面膨胀喷管还包括收敛段和侧壁面；所述的下斜板位于收敛段与侧壁面的连接部位的下方。
5.根据权利要求3所述的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，所述的孔板可以采用圆孔形孔板或直槽形孔板形式。
6.根据权利要求5所述的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，所述的圆孔形孔板为在平板上设置若干排列的孔的结构。
7.根据权利要求5所述的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，所述的直槽形孔板为在平板上设置若干直槽的结构。
8.根据权利要求5所述的改善TBCC用SERN的组合流动控制方法及结构，其特征在于，所述的二次喷流口包括贯通下斜板上表面的凹槽以及伸出下斜板的开口结构。
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