CN108301926A - 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法 - Google Patents

一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN108301926A
CN108301926A CN201810018510.XA CN201810018510A CN108301926A CN 108301926 A CN108301926 A CN 108301926A CN 201810018510 A CN201810018510 A CN 201810018510A CN 108301926 A CN108301926 A CN 108301926A
Authority
CN
China
Prior art keywords
convex
intake duct
air intake
round
inlet
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.)
Granted
Application number
CN201810018510.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN108301926B (zh
Inventor
苏纬仪
马涛
张堃元
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.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
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 Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN201810018510.XA priority Critical patent/CN108301926B/zh
Publication of CN108301926A publication Critical patent/CN108301926A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108301926B publication Critical patent/CN108301926B/zh
Active 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
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • F02C7/042—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants having variable geometry

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开了一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法，包括：所述凸形转圆形进气道的唇口板中部设置有上凸部分，其入口形状呈凸形，并向出口处收缩渐变为圆形，继而与等面积的圆截面等直隔离段相接；通过特征线法获得压缩面马赫数可控的内锥面、等流动角变截面的中心体及基准流场，根据进气道圆形出口进行逆向流线追踪；入口处在原有矩形的基础上加入上凸部分并延伸至中心体处，进而对凸形进口流线追踪出的自然出口面积进行匹配，得到等面积的圆形出口；进行流线拟合、边界层修正后，得到最终的凸形转圆形进气道。本发明在保证设计点激波封口的前提下，通过流线追踪技术设计的上凸形溢流设计手段大幅度改善了内收缩进气道起动问题。

Description

一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法
技术领域
本发明涉及一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法，属于高超声速进气道技术领域。
背景技术
超燃冲压发动机技术是继莱特兄弟的飞机、喷气推进之后的人类航空史上的第三次革命。这种推进装置或者以这种推进装置为基础的组合式推进装置均利用进气道压缩空气、为发动机燃烧提供足够的空气和合格的流场。
高超声速进气道性能的优劣对于超燃冲压发动机以及整个飞行器的正常工作都是至关重要的。一个设计良好的高超声速进气道除了应该具备结构重量轻、压缩效率高、阻力小、提供给燃烧室的气流具有高品质等要求外，还要求能可靠地起动。一旦进气道不能起动，发动机将丧失推力、甚至导致飞行器因此而坠毁。因此，起动性能是高超声速进气道乃至整个发动机安全、可靠工作的前提和基础。
高超声速进气道包括二元平面压缩进气道、二元轴对称进气道、三维侧压进气道类型，其中，内转进气道的压缩效率被公认是最高的。然而，目前，内转进气道因为起动性能较差而影响其进一步走向应用。
为了解决进气道的起动问题，国内外探索多种技术方案来解决进气道的起动问题。
(1)几何调节技术
几何调节技术可以通过改变内收缩比来实现进气道的起动和再起动，其主要的问题是几何调节机构过于复杂、笨重。增加了飞行器的死重。对于高超声速飞行器，还涉及到调节机构的热防护以及几何密封等问题。
(2)流动控制
流动控制包括边界层被动卸除、主动吹除、吸除和射流控制等方法。其中，吹气类流动控制需要专门的高压压气装置和控制管路，附面层吸出类控制方法损失流量。这两类流动控制最大的问题是流动控制的位置固定，一旦进气道陷入不起动后，该流动控制的位置可能效率极低。
(3)几何设计
超声速/高超声速进气道不起动的根本原因是进气道捕获进来的流量和进气道喉道的流通能力之间的矛盾。因此，通过一些巧妙的设计，既能保证进气道在高马赫数下的流量捕获和压缩性能，又能在合理溢流的基础上改善进气道的起动特性。这种设计思想的关键是溢流掉进气道从理论上不能流通的“多余”流量，科学合理地协调进气道的捕获和流通能力。相对几何可调而言，这种方式不需要任何调节机构。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术中存在的不足，本发明提供一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法，在保证设计点激波封口的前提下，通过流线追踪技术设计的上凸形溢流设计手段大幅度改善内收缩进气道起动问题，实现在更低马赫数也能自起动的目标。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道，包括凸形转圆形进气道和圆形等直隔离段；
其中，所述凸形转圆形进气道包括进气道唇口板、进气道侧板及进气道顶板，且进气道唇口板中部设置有上凸部分；所述凸形转圆形进气道的入口形状类似凸形，并向出口处收缩渐变为圆形，继而与等面积的圆形等直隔离段相接。
一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道设计方法，包括：在得到压缩面马赫数可控的内锥面、可变截面的中心体构型及基准流场后，根据进气道圆形出口进行逆向流线追踪；入口处则在原有矩形捕获面的基础上加入上凸部分，并使其延伸至中心体处，构成凸形进口，进而对凸形进口进行流线追踪获得自然出口面积进行匹配，得到等面积的圆形作为最终的出口形状；进行流线拟合、边界层修正后，得到最终的凸形转圆形进气道气动型面。
进一步的，通过特征线法获得所述压缩面马赫数可控的内锥面、等流动角变截面设计的中心体构型及基准流场。其中，等流动角变中心体设计可以使入射激波打在唇口后实现反射激波的弥散，从而提高了激波损失引起的总压恢复。
由于是在基准流场中直接追踪出的内收缩进气道，本发明在设计状态下入射激波会实现封口，入射激波刚好打在上凸部分顶端的唇口处，不会出现流量系数损失，随后进行正常激波反射，而非设计状态由于入口上凸形状的存在，效果等同于进行唇口开槽，加大了溢流程度，达到减小自起动马赫数的效果。
有益效果：本发明提供的一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法，相对于现有技术，具有以下优点：基于几何设计手段改善内收缩进气道起动问题，在高马赫数设计状态下激波实现封口，低马赫数非设计状态下加大溢流程度防止喉道壅塞，即在保证设计点激波封口的前提下，通过流线追踪技术设计的上凸形溢流设计手段，降低了内收缩进气道的自起动马赫数，同时保证了流量系数符合要求，达到了解决内收缩进气道起动问题的目标。
附图说明
图1为本发明一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道的结构示意图；
图2为本发明一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道的主视图；
图3为本发明一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道的俯视图；
图4为本发明一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道的侧视图；
图5为本发明中进出口凸形转圆形截面渐变基准流场的左视图；
图6为本发明中进出口凸形转圆形截面渐变基准流场的透视图；
图中包括：1、凸形转圆形进气道，2、圆形等直隔离段，3、凸形进口，4、进气道圆形出口，5、进气道唇口板，6、进气道侧板，7、进气道顶板，8、基准流场中心体，9、基准流场进口处中心体截面，10、基准流场出口处中心体截面，11、基准流场进口截面，12、基准流场出口截面，13、隔离段圆形出口，14、基准流场入射激波面，15、基准流场反射激波面。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作更进一步的说明。
如图1、2、3、4所示为一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道，包括凸形转圆形进气道1和圆形等直隔离段2；
其中，所述凸形转圆形进气道1包括进气道唇口板5、进气道侧板6及进气道顶板7，且进气道唇口板5中部设置有上凸部分；所述凸形转圆形进气道1的入口形状类似凸形，并向出口处收缩渐变为圆形，继而与等面积的圆形等直隔离段2相接。
如图5、6所示为一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道设计方法，进气道捕获面为“矩形+上凸狭槽”构成的凸形形状。从图5可以看出，进口处凸形进口3延伸至中心体9处。“矩形+上凸狭槽”构成的凸形形状沿着流向投影与基准流场的弯曲激波面相交，获得包括凸形进口3在内的进气道的凸形进口型线；
对凸形进口3进行流线追踪获得的一系列流线族，再根据进气道圆形出口4进行逆向流线追踪获得另一流线族。采用截面渐变技术，利用过渡函数f(x)＝x将两组流线族重新拟合，获得进口截面为凸形、出口截面为圆形的内收缩高超声速进气道无粘构型。由于边界层的存在，需要进行边界层粘性修正，通过在无粘型面的基础上，向外退移边界层厚度的距离，最终得到凸形转圆形的高超声速进气道气动型面1。
其中，内锥面可采用沿程马赫数分布可控的特征线法设计获得，中心体采用等流动角反设计获得。通过特征线法不仅获得内锥面和中心体构型，同时获得基准流场结果。所述凸形捕获截面的上凸部分壁面沿着流向发展逐步转圆，最后发展成为圆形出口的上部圆弧形状，实现凸形转圆形的截面渐变过程。
所述进气道的凸形进口3和圆形出口4的形状完全可控，包括凸形进口面积、上凸部分宽度和高度以及出口面积，这些参数均可根据具体进气道的具体流量捕获需求来确定。可以根据需要灵活调整进出口形状，最大限度减小型面渐变带来的误差，得到满足要求的凸形进口和圆形出口尺寸。通过对凸型溢流窗的巧妙的设计，可以实现在宽工作范围内付出最小的流量损失代价，实现进气道在低马赫数下可靠安全地起动。
由于在设计点设计时程序采用了的封口设计，因而本发明在设计状态下可以实现激波封口，即入射激波刚好打在上凸形状顶端的唇口处，从而最大限度地保证了进气道在设计点的流量捕获特效。在低马赫数非设计状态，由于激波角随着马赫数降低而增大，凸形捕获截面的上凸部分与基准流程激波的交线部分(图1和图3中唇口后的溢流槽)，其效果等同于进行唇口开槽，合理溢出了进气道喉道不能通过的多余流量，达到减小自起动马赫数，改善起动性能的效果。
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。

Claims (3)

1.一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道，其特征在于，包括凸形转圆形进气道(1)和圆形等直隔离段(2)；
其中，所述凸形转圆形进气道(1)包括进气道唇口板(5)、进气道侧板(6)及进气道顶板(7)，且进气道唇口板(5)中部设置有上凸部分；所述凸形转圆形进气道(1)的入口形状呈凸形，并向出口处收缩渐变为圆形，继而与等面积的圆形等直隔离段(2)相接。
2.一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道设计方法，其特征在于，在得到压缩面马赫数可控的内锥面、可变截面的中心体构型及基准流场后，根据进气道圆形出口(4)进行逆向流线追踪；入口处则在矩形捕获面的基础上加入上凸部分并使其延伸至中心体处，构成凸形进口(3)，进而对凸形进口(3)进行流线追踪获得自然出口面积进行匹配，得到等面积的圆形作为最终的出口形状；进行流线拟合、边界层修正后，得到最终的凸形转圆形进气道(1)气动型面。
3.根据权利要求2所述的一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道设计方法，其特征在于，通过特征线法获得所述压缩面马赫数可控的内锥面、等流动角变截面设计的中心体构型及基准流场。
CN201810018510.XA 2018-01-09 2018-01-09 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法 Active CN108301926B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810018510.XA CN108301926B (zh) 2018-01-09 2018-01-09 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201810018510.XA CN108301926B (zh) 2018-01-09 2018-01-09 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108301926A true CN108301926A (zh) 2018-07-20
CN108301926B CN108301926B (zh) 2020-06-09

Family

ID=62868237

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810018510.XA Active CN108301926B (zh) 2018-01-09 2018-01-09 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN108301926B (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108999704A (zh) * 2018-08-17 2018-12-14 中国人民解放军国防科技大学 高超声速进气道起动方法及起动装置
CN109214061A (zh) * 2018-08-10 2019-01-15 西安理工大学 一种超燃冲压发动机隔离段截面渐变优化设计方法
CN109488459A (zh) * 2018-09-29 2019-03-19 南京航空航天大学 一种高超声速三维内转式进气道及飞行器
CN110925091A (zh) * 2019-11-07 2020-03-27 南京航空航天大学 用于高超内转式进气道的非轴对称广义内锥基准流场设计方法
CN110985208A (zh) * 2019-12-16 2020-04-10 南京航空航天大学 一种基于等离子体涡流发生器内转式进气道组件及控制方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB885661A (en) * 1959-06-19 1961-12-28 Power Jets Res & Dev Ltd Intakes for supersonic flow
CN102518517A (zh) * 2011-12-08 2012-06-27 南京航空航天大学 一种双稳态进气道及其作为飞机进气道的应用和双稳态进气道设计方法
CN104895676A (zh) * 2015-04-14 2015-09-09 中国科学院力学研究所 一种高超声速变截面进气道及其设计方法
CN105151306A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 厦门大学 圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法
CN105667811A (zh) * 2016-01-27 2016-06-15 南京航空航天大学 高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB885661A (en) * 1959-06-19 1961-12-28 Power Jets Res & Dev Ltd Intakes for supersonic flow
CN102518517A (zh) * 2011-12-08 2012-06-27 南京航空航天大学 一种双稳态进气道及其作为飞机进气道的应用和双稳态进气道设计方法
CN104895676A (zh) * 2015-04-14 2015-09-09 中国科学院力学研究所 一种高超声速变截面进气道及其设计方法
CN105151306A (zh) * 2015-09-29 2015-12-16 厦门大学 圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法
CN105667811A (zh) * 2016-01-27 2016-06-15 南京航空航天大学 高超声速飞行器前体与进气道多级耦合一体化构型的设计方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王扬，杨立军: "《飞行器制造工艺与装备》", 30 June 2015, 哈尔滨工业大学出版社 *

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109214061A (zh) * 2018-08-10 2019-01-15 西安理工大学 一种超燃冲压发动机隔离段截面渐变优化设计方法
CN109214061B (zh) * 2018-08-10 2019-08-16 西安理工大学 一种超燃冲压发动机隔离段截面渐变优化设计方法
CN108999704A (zh) * 2018-08-17 2018-12-14 中国人民解放军国防科技大学 高超声速进气道起动方法及起动装置
CN109488459A (zh) * 2018-09-29 2019-03-19 南京航空航天大学 一种高超声速三维内转式进气道及飞行器
CN110925091A (zh) * 2019-11-07 2020-03-27 南京航空航天大学 用于高超内转式进气道的非轴对称广义内锥基准流场设计方法
CN110925091B (zh) * 2019-11-07 2021-06-22 南京航空航天大学 用于高超内转式进气道的非轴对称广义内锥基准流场设计方法
CN110985208A (zh) * 2019-12-16 2020-04-10 南京航空航天大学 一种基于等离子体涡流发生器内转式进气道组件及控制方法
CN110985208B (zh) * 2019-12-16 2021-09-24 南京航空航天大学 一种基于等离子体涡流发生器内转式进气道组件及控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN108301926B (zh) 2020-06-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108301926A (zh) 一种高超声速凸形转圆形内收缩进气道及其设计方法
CN107089340B (zh) 与前体一体化的下颔式超声速或高超声速进气道及设计方法
US8579584B2 (en) Turbofan jet engine
CN105151306B (zh) 圆锥构型高超声速飞行器前体与进气道一体化设计方法
US8967967B2 (en) Propfan engine
CN107514311B (zh) 基于前体激波的内转式进气道/乘波前体一体化设计方法
CN107013367B (zh) 涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机
CN106894917B (zh) 一种低红外辐射信号的双出口s弯喷管及其控制方法
CN107630767A (zh) 基于预冷型组合动力高超声速飞行器气动布局及工作方法
BR9917072A (pt) Gerador de turbina de ar com êmbolo de baixa resistência e sistema de arrefecimento
CN106741976A (zh) 一种乘波前体进气道一体化构型的反设计方法
CN108590860B (zh) 单自由度控制的组合动力可调进气道及其设计方法
CN106250597A (zh) 一种完全流向抽吸的三维内转进气道设计方法
CN105667812A (zh) 高超声速飞行器前体、进气道和机翼乘波一体化设计方法
US8356468B2 (en) Gas turbine engine nozzle configurations
CN107013368B (zh) 涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法
CN108533405B (zh) 具有泄流气缝的二元超声速进气道
CN107091157B (zh) 一种定几何二元高超声速进气道及设计方法
CN107013334A (zh) 一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法
CN107023395A (zh) 一种可调喉道面积的超声速飞行器进气道及调节方法
CN110304267A (zh) 高超声速飞行器设计方法及***
CN101392686A (zh) 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道及其设计方法
CN109455309A (zh) 基于圆锥前体激波的前掠内乘波进气道一体化设计方法
CN102893009B (zh) 降低飞机推进发动机喷流所排放噪声的装置
CN109899178A (zh) 一种带预压缩式装置的高超声速进气道

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 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