CN109204849A - 用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法，包括步骤：a.判断飞行器进气道处于不起动状态，开启分离泡上、下游进、排气活门；b.通过所述排气活门疏导低能流通过进、排气管路通入飞行器中的能量传递装置中；c.在所述能量传递装置中，低能流吸收能量形成高能流后重新导入所述分离泡上游进气活门；d.待所述飞行器进气道内低能流区被导入的高能流削弱或替代时，关闭所述进、排气活门。根据本发明的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法能够有效地抑制自激振荡现象的产生。

Description

用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法
技术领域
本发明涉及飞行器进气道主动控制领域，尤其涉及一种用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法。
背景技术
近年来，临近空间高超声速飞行器由于其特殊的任务能力和战略意义已经成为各大国争夺的战略至高点。其中吸气式高超声速推进技术是发展新一代高性能高超声速飞行器的关键技术，具有显著的航空航天和军事应用需求，逐渐成为各国竞相研究和拓展的热门领域。而进气道则是吸气式高超声速推进技术发展的关键技术之一，其性能的优劣往往对整个飞行器的整体性能产生了极其重要的影响。尤其是对于低马赫数进气道不起动状态下，进气道内激波和分离流动产生了规律的振动，进而导致进气道承受非定常压力脉动。进气道不起动状态下这种自激振荡现象，对飞行器的结构和控制均产生了严峻的挑战，一旦振荡频率靠近结构振动或者控制***的频率，很可能导致颠覆性的结果。
通常临近空间高声速飞行器的上升段可采用堵盖的方法，使进气道在低马赫数不工作，当进入进气道工作马赫数时将堵盖抛离，进而直接规避了通过低速段的不启动问题，是一种结构复杂性小、重量代价低的方案。然而在返航段进气道处于通流状态，再设法将进气道进行封堵的代价太高，故而无法采用堵盖的方法规避进气道不起动状态下的自激振荡问题。
发明内容
本发明的目的在于针对高速临近空间飞行器返航段进气道不起动问题，提供一种用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法。
为实现上述发明目的，本发明提供一种用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法，包括以下步骤：
a.判断飞行器进气道处于不起动状态，开启分离泡上、下游进、排气活门；
b.通过所述排气活门疏导低能流通过进、排气管路通入飞行器中的能量传递装置中；
c.在所述能量传递装置中，低能流吸收能量形成高能流后重新导入所述分离泡上游进气活门；
d.待所述飞行器进气道内低能流区被导入的高能流削弱或替代时，关闭所述进、排气活门。
根据本发明的一个方面，在所述a步骤中，采用嵌入式控制***通过分析所述飞行器进气道内壁压力判断所述飞行器进气道的不起动状态。
根据本发明的一个方面，所述飞行器进气道内壁布置有压力测点及压力传感器，所述压力传感器与所述嵌入式控制***连接。
根据本发明的一个方面，在所述b步骤中，由进、排气管路进出口的压差和能量传递装置中的气泵驱动低能流通过排气活门进入能量传递装置中。
根据本发明的一个方案，本发明是针对高速临近空间飞行器返航段进气道不起动问题，提出了一种抗自激振荡控制方法，根据进气道不起动状态下分离区的位置，开设对应的进排气通道，“驱使”分离区中的低能流动减弱或流出进气道；根据进气道不起动状态的特点，进气道表面布置压力测点，通过实验或仿真进行模式识别，当出现进气道不起动状态时，打开进排气活门疏导低能流动；低能流动通过排气通道进入能量传递***成为高能气流，再通过进气通道导入进气道分离区前部适当区域，最终实现有效地抑制自激振荡现象的产生。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法的流程图；
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的实现高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡的主动控制的控制***布置图。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
在针对本发明的实施方式进行描述时，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”所表达的方位或位置关系是基于相关附图所示的方位或位置关系，其仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此上述术语不能理解为对本发明的限制。
下面结合附图和具体实施方式对本发明作详细地描述，实施方式不能在此一一赘述，但本发明的实施方式并不因此限定于以下实施方式。
图1示意性表示根据本发明的一种实施方式的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法的流程图。如图1所示，根据本发明的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法包括以下步骤：
a.判断飞行器进气道处于不起动状态，开启分离泡上、下游进、排气活门；
b.通过所述排气活门疏导低能流通过进、排气管路通入飞行器中的能量传递装置中；
c.在所述能量传递装置中，低能流吸收能量形成高能流后重新导入所述分离泡上游进气活门；
d.待所述飞行器进气道内低能流区被导入的高能流削弱或替代时，关闭所述进、排气活门。
在本发明中，分离泡为进气道内部流动分离区。高能流及低能流指流速高及流速低的气流。
在本实施方式中，在上述a步骤中，当高超声飞行器处于返航段时，随着马赫数逐渐减小，飞行器的进气道从起动状态逐渐转化为不起动状态。在该过程中，通过进气道内壁适当区域布置的压力测点和压力传感器，识别压力信号，通过与压力传感器连接的嵌入式控制***对飞行器进气道内壁压力进行分析进而判断飞行器进气道是否处于不起动状态。当嵌入式控制***判断进气道进入不起动状态时，其控制分离泡上、下游进、排气活门开起，起动整个飞行器进气道抗自激振荡控制***。
在上述b步骤中，由进、排气管路进出口的压差和能量传递装置中的气泵驱动低能流通过排气活门进入能量传递装置中。
在上述c步骤中，在能量传递装置中，低能流动吸收来自高超声速飞行器的燃烧室、喷管或其他高能***传递来的能量。由于从分离泡导入的低能流本身马赫数小于1，根据气体动力学通过加热作用，速度上升、压力减小，加上气泵注入的机械能形成高能流，重新导入分离泡上游进气活门。
在上述d步骤中，重新注入的高能流能够削减低能流区或者替代低能流区。当飞行器飞行速度逐步减小，进气道不在出现自激振荡的流动条件，嵌入式***关闭进排气活门，控制整个抗自激振荡控制***停止工作。
图2示意性表示根据本发明的一种实施方式的实现高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡的主动控制的控制***布置图。如图2所示，实现高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡的主动控制的控制***包括三个功能模块，即进、排气管路(进气管路1和排气管路2)、能量传递装置3和嵌入式控制***4。
根据本发明的一种实施方式，通过气动热数值仿真或风洞实验，得到不起动状态下飞行器进气道流场。根据流场流动结构设计进、排气管路出口形状和位置以及管路的尺寸和布局，对不同设计的方案进行仿真，得到优化后的进、排气管路结构。
在本实施方式中，吸气式高速临近空间飞行器在燃烧室和喷管处会产生大量的热量，即使在发动机关机后，一定时间内仍然有大量的热量导入机体结构之中。同时在能量传递装置中设置气泵，驱动管路中的气流。可利用这部分热量和气泵中的机械能，合理设计换热装置，对从进气道低能流区的气流进行加热，使之能量增加后可重新注入分离区相应位置，减弱低能流流动。
在本实施方式中，根据飞行器进气道不起动状态的特点，进气道表面布置压力测点，传感器实时采集数据供嵌入式控制***分析。根据实验或仿真进行模式识别作为控制判据。当进气道处于不起动状态时，嵌入式控制***发出指令，打开进排气活门疏导低能流动。
根据本发明的上述实施方法，本发明是针对高速临近空间飞行器返航段进气道不起动问题，提出了一种抗自激振荡控制方法，根据进气道不起动状态下分离区的位置，开设对应的进排气通道，“驱使”分离区中的低能流动减弱或流出进气道；根据进气道不起动状态的特点，进气道表面布置压力测点，通过实验或仿真进行模式识别，当出现进气道不起动状态时，打开进排气活门疏导低能流动；低能流动通过排气通道进入能量传递***成为高能气流，再通过进气通道导入进气道分离区前部适当区域，最终实现有效地抑制自激振荡现象的产生。
以上所述仅为本发明的一个实施方式而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法，包括以下步骤：
a.判断飞行器进气道处于不起动状态，开启分离泡上、下游进、排气活门；
b.通过所述排气活门疏导低能流通过进、排气管路通入飞行器中的能量传递装置中；
c.在所述能量传递装置中，低能流吸收能量形成高能流后重新导入所述分离泡上游进气活门；
d.待所述飞行器进气道内低能流区被导入的高能流削弱或替代时，关闭所述进、排气活门。
2.根据权利要求1所述的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法，其特征在于，在所述a步骤中，采用嵌入式控制***通过分析所述飞行器进气道内壁压力判断所述飞行器进气道的不起动状态。
3.根据权利要求2所述的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法，其特征在于，所述飞行器进气道内壁布置有压力测点及压力传感器，所述压力传感器与所述嵌入式控制***连接。
4.根据权利要求1所述的用于高速临近空间飞行器进气道抗自激振荡控制方法，其特征在于，在所述b步骤中，由进、排气管路进出口的压差和能量传递装置中的气泵驱动低能流通过排气活门进入能量传递装置中。
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