CN110630382A - 一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明提出一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道，通过在超声速进气道结构基础上设计可绕轴转动的压缩面，根据飞行条件调节可调压缩面偏转位置，在拓宽进气道来流马赫数范围、改善进气道气动性能的同时兼顾实际工程应用时变几何机构的简单可实现性。本发明中还提供了该进气道的设计方法。

Description

一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道及设计方法

技术领域

本发明属于发动机技术领域，尤其涉及一种超声速变几何进气道及设计方法。

背景技术

冲压发动机由于其本身所具有的构造简单、推力较大等一系列特点，在作为超声速飞行器高性能推进装置方面有着广泛运用。超声速进气道作为冲压发动机的关键气动部件之一，其性能的优劣直接影响着推进***乃至整个飞行器的综合性能。对于工作在宽马赫数范围下的超声速进气道而言，既要求进气道能在较低的飞行马赫数下拥有自起动能力，又需要在宽范围内具有较高的流量系数、总压恢复以及抗反压能力，常规定几何进气道已不能满足宽马赫数范围下发动机性能进一步提升的要求，为此，通过主动调节型面的变几何进气道成为了宽速域范围内进气道设计的必然选择。

针对冲压发动机宽速域工作中低马赫数下的自起动能力与高马赫数下进气道性能之间的矛盾，法国研究人员通过主动转动唇罩的变几何设计来改变进气道流量捕获面积、内收缩比进而实现调节流量系数、提高高马赫数下压缩效率的目的；Sanders通过压缩面、高/低速通道唇罩之间的联动调节实现了马赫数0-7宽速域范围内的变几何进气道设计。然而，唇罩的转动会使得飞行器外阻明显增大，由此导致的飞行器配平问题难以得到有效解决，Sanders设计下的变几何进气道尽管在理论上达到了较为优异的性能，但其复杂的控制机构使得实际运行下型面协调性以及连续性难以保证。

毫无疑问，通过调节机构实现唇口旋转伸缩以及压缩面转动等方法来优化变几何型面可以显著提升进气道在宽马赫数范围内的气动性能，但若机械调节机构控制手段过于复杂、可动部件过多都会降低其实际应用的可行性。

故，需要一种新的技术方案以解决上述问题。

发明内容

发明目的：本发明提供一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道，能够在拓宽进气道来流马赫数范围、改善进气道气动性能的同时兼顾实际工程应用时变几何机构的简单可实现性。

技术方案：为达到上述目的，本发明可采用如下技术方案：

一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道，包括第一级压缩面、唇罩、位于第一级压缩面及唇罩外侧的侧板；还包括底座、位于底座及唇罩之间的可调压缩面主体、位于可调压缩面主体后端的扩张段；可调压缩面主体与唇罩之间形成进气道内通道；所述第一级压缩面位于底座的前端，可调压缩面主体的前端与底座在第一级压缩面的后端通过转轴铰接；通过该转轴，可调压缩面主体的后端向唇罩侧移动或者向底座侧移动；当可调压缩面主体向底座侧移动，所述可调压缩面主体的后端与扩张段之间的间隔形成后泄流槽，当可调压缩面主体向唇罩侧移动后，可调压缩面主体与扩张段相接，后泄流槽关闭。

进一步的，所述可调压缩面主体包括主体前段、主体后段、连接主体前段及主体后段的连接段；所述主体前段的表面为第二级压缩面，所述主体前段、主体后段及连接段之间形成凹槽，该凹槽的前壁面及后壁面均为向后凸的弧面，凹槽的底部为连接段，凹槽的顶部贯穿并与进气道内通道连通；所述侧板上设有一个与外界连通的泄流腔，该泄流腔始终与凹槽连通。

进一步的，还包括平面四连杆机构，该平面四连杆机构包括两个摇杆、承载摇杆且自前向后延伸的水平作动杆、驱动水平作动杆前后移动的驱动装置；所述驱动装置固定在底座上，底座上同时具有供水平作动杆前后移动的滑轨；所述两个摇杆的一端均铰接于可调压缩面主体的下方，两个摇杆的另一端均与水平作动杆铰接。

有益效果：该变几何进气道显著改善了定几何进气道在高马赫数下压缩量不足的问题，降低了喉道马赫数，从而降低了气流通过结尾激波时的总压损失。

本发明还提供了上述进气道的设计方法，可以采用以下技术方案：

一种进气道的设计方法，包括以下步骤：

(1)该进气道基准方案包含两级外压缩面，即第一级压缩面及第二级压缩面，在马赫数Ma＝2.0时，进气道可调压缩面主体底端紧靠最下端底座，此时，后泄流槽开口最大，进气道外压缩强度和内收缩比皆最小；

(2)在设计点马赫数Ma＝3.0下，进气道可调压缩面主体绕旋转中心逆时针旋转，保证设计状态下两级外压缩面的两道外压缩斜激波与唇口相交；

(3)为了保证进气道在高马赫数下的压缩效率，在马赫数Ma＝4.0时，进气道可调压缩面主体进一步逆时针旋转至使得后泄流槽完全封闭位置，内收缩比与外压缩强度达到最大；

(4)、在侧板上开设前泄流腔，形成前泄流通道，可调压缩面主体上设有凹槽，由于可调压缩面主体绕第一级与第二级压缩楔面交合处的转动轴旋转，为保证泄流通道实际泄流面积不受压缩面主体旋转的影响，凹槽及侧板泄流腔左右两侧均采用圆弧曲线过渡，且以马赫数Ma＝2.0时可调压缩面主体凹槽顶端在侧板上的投影形状作为侧板前泄流腔的上型面，以设计状态下可调压缩面主体凹槽底端在侧板上的投影形状作为侧板前泄流腔的下型面。

附图说明

图1是本发明提供的宽速域变几何进气道立体结构等轴测视图。

图2是本发明提供的变几何进气道中可调压缩面主体示意图。

图3是本发明提供的变几何进气道中侧板示意图。

图4是平面四连杆机构与底座及可调压缩面主体配合的结构示意图。

图5是本发明提供的定/变几何进气道性能曲线对比图。

具体实施方式

结合说明书附图，详细说明本发明的具体实施方式。

结合图1及图2所示，本发明提供一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道，包括第一级压缩面3、唇罩2、位于第一级压缩面3及唇罩2外侧的侧板7、底座6、位于底座6及唇罩2之间的可调压缩面主体1、位于可调压缩面主体1后端的扩张段16。可调压缩面主体1与唇罩2之间形成进气道内通道。所述第一级压缩面3位于底座6的前端。可调压缩面主体1的前端与底座6在第一级压缩面3的后端通过转轴5铰接。在本实施方式中，转轴5的延伸方向垂直于侧板7。通过该转轴5，可调压缩面主体1的后端向唇罩2侧移动或者向底座6侧移动。当可调压缩面主体1向底座6侧移动，所述可调压缩面主体1的后端与扩张段16之间的间隔形成后泄流槽9。当可调压缩面主体1向唇罩2侧移动后，可调压缩面主体1与扩张段16相接，后泄流槽9关闭。后泄流槽9位于进气道内通道喉道后方。且由于所述可调压缩面主体1根据飞行条件不同而绕转动轴5转动，导致后泄流槽9的泄流量大小因而发生改变。为了避免第一级压缩楔面3前端侧板7处产生脱体激波，影响进气道气动性能，对侧板7不影响内通道气流的外侧端面进行倒角处理。而底座6的后端设有与外界连通的后泄流出口10，用以通过后泄流槽9流出的气流排出。

而如图2、3所示，所述可调压缩面主体1包括主体前段12、主体后段13、连接主体前段12及主体后段13的连接段14。所述主体前段12的表面为第二级压缩面4。所述主体前段12、主体后段13及连接段14之间形成凹槽8，该凹槽8位于进气道喉道前部。该凹槽8的前壁面及后壁面均为向后凸的弧面，凹槽8的底部为连接段，凹槽8的顶部贯穿并与进气道内通道连通。所述侧板7上设有一个与外界连通的泄流腔15，该泄流15腔始终与凹槽8连通。由于所述可调压缩面主体1根据来流马赫数的大小绕转动轴5产生一定角度转动，为了保证泄流通道实际泄流面积不受压缩面主体旋转的影响，凹槽左右两端面均需采用圆弧曲线过渡，且转动轴5与可调压缩面主体1外侧交点为圆弧圆心；由于凹槽8的存在会使得整个可调压缩面主体1材料的抗变形能力减弱，为此，需在主体前段12与主体后段13间根据具体实验选用材料的刚度性能留有一厚度一定的加固支撑板14，且加固支撑板14上端面即为凹槽8底端面，将主体前段12与主体后段13间被挖去的凹槽8断面称为凹槽8的顶端。对于所述侧板泄流腔15而言，其左右两端同样采用圆弧过渡，且左右两端圆弧半径与凹槽8一一对应；对于所述泄流腔15上下两端所在位置而言，低马赫数Ma＝2.0时凹槽8上端面在侧板7上的投影对应为侧板泄流腔15的上端，设计马赫数状态下凹槽下端面在在侧板7上的投影对应为侧板泄流腔15的下端。为了使可调压缩面主体1能够围绕转轴5转动，设置一个平面四连杆机构。如图1及图4所示，该平面四连杆机构包括两个摇杆17、承载摇杆17且自前向后延伸的水平作动杆18、驱动水平作动杆18前后移动的驱动装置19(如电机)。所述驱动装置19固定在底座6上。底座6上同时具有供水平作动杆18前后移动的滑轨20。所述两个摇杆17的一端均铰接于可调压缩面主体1的下方，两个摇杆17的另一端均与水平作动杆18铰接。通过水平作动杆18前后移动，则可以带动摇杆17相对于水平做动杆18转动而使可调压缩面主体1围绕转轴5转动。

下面结合图5所示，对比了本发明提出的一体化调节式变几何进气道与综合性能较好的现有技术中的定几何进气道在临界反压工况下的压比和总压恢复系数曲线。可以看出在低马赫数下定/变几何进气道性能相当，随着来流马赫数的增大变几何性能优势逐渐凸显出来。当Ma∞＝4.0时，与定几何进气道相比变几何进气道临界压比提升20.2％，总压恢复系数提升22.9％。综上所述，该变几何进气道显著改善了定几何进气道在高马赫数下压缩量不足的问题，降低了喉道马赫数，从而降低了气流通过结尾激波时的总压损失。

上述实施例为本发明提出的一种超声速宽速域变几何进气道的可通用技术方案的说明，下面采用上述设计方法，详细阐述了本发明一个较佳实施方式的设计步骤：

(1)设计了一种两级压缩，设计马赫数Ma_d＝3，速域范围Ma为2-4的超声速变几何进气道。第一级压缩面楔角为8°，设计状态下第二级压缩面楔角为9°，喉道高度为51.14mm，喉道内收缩比为ICR＝1.5。

(2)整个扩张段参照张华军提出的TBCC涡轮通道扩张段设计方法(参考文献：张华军,刘兴国,郭荣伟,et al.TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性[J].航空动力学报,2014,29(1):181-191.)，采用先缓后急的变化规律，整个扩张段扩张比为1.4。在内通道过喉道的扩张段中取一点，使得喉道站位至该点的距离占整个扩张段的1/3，并将剩余2/3的扩张段沿横向整体上移5mm以保证可调压缩面整体后缘与剩余扩张段间存在后泄流通道，提高气动性能。

(3)为保证泄流通道实际泄流面积不受压缩面主体旋转的影响，凹槽左右两端面均需采用圆弧曲线过渡，且转动轴5与可调压缩面主体1外侧交点为圆弧圆心，凹槽右端面的圆弧半径为280mm，凹槽左端面的圆弧半径为306mm，为保证可调压缩面主体在开槽后的刚度，加固支撑板厚度取8mm。

(4)由梯形底座的前端楔面为第一级压缩面的换算关系得到梯形底座水平端面至地面距离为15.137mm，为了保证进气道在来流马赫数Ma＝2.0时的流量捕获与自起动能力，将可调压缩面主体紧靠水平底座，后泄流槽达到最大开口，进气道外压缩强度和内收缩比皆最小。此时，第二级压缩面楔角为4°，喉道高度为86.3mm，喉道内收缩比为ICR＝1.09。

(5)由前述(3)(4)Ma＝2.0和Ma＝3.0下凹槽各端面与侧板泄流腔的对应关系得到侧板泄流腔所在位置。

(6)为保证在Ma＝4.0时进气道的压缩效率，可调压缩面主体绕转动轴逆时针旋转至使得后泄流通道完全关闭位置，此时，第二级压缩面楔角为10°，喉道高度为43.695mm，喉道内收缩比为ICR＝1.68，内收缩比与外压缩强度达到最大。

对本领域的技术人员来说，可根据以上描述的技术方案以及构思，做出其他各种相应的改变以及形变，而所有的这些改变以及形变都应该属于本发明权利要求的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种内/外压缩一体化调节式变几何进气道，包括第一级压缩面、唇罩、位于第一级压缩面及唇罩外侧的侧板；其特征在于，还包括底座、位于底座及唇罩之间的可调压缩面主体、位于可调压缩面主体后端的扩张段；可调压缩面主体与唇罩之间形成进气道内通道；所述第一级压缩面位于底座的前端，可调压缩面主体的前端与底座在第一级压缩面的后端通过转轴铰接；通过该转轴，可调压缩面主体的后端向唇罩侧移动或者向底座侧移动；当可调压缩面主体向底座侧移动，所述可调压缩面主体的后端与扩张段之间的间隔形成后泄流槽，当可调压缩面主体向唇罩侧移动后，可调压缩面主体与扩张段相接，后泄流槽关闭。

2.根据权利要求1所述的进气道，其特征在于：所述可调压缩面主体包括主体前段、主体后段、连接主体前段及主体后段的连接段；所述主体前段的表面为第二级压缩面，所述主体前段、主体后段及连接段之间形成凹槽，该凹槽的前壁面及后壁面均为向后凸的弧面，凹槽的底部为连接段，凹槽的顶部贯穿并与进气道内通道连通；所述侧板上设有一个与外界连通的泄流腔，该泄流腔始终与凹槽连通。

3.根据权利要求1或2所述的进气道，其特征在于：还包括平面四连杆机构，该平面四连杆机构包括两个摇杆、承载摇杆且自前向后延伸的水平作动杆、驱动水平作动杆前后移动的驱动装置；所述驱动装置固定在底座上，底座上同时具有供水平作动杆前后移动的滑轨；所述两个摇杆的一端均铰接于可调压缩面主体的下方，两个摇杆的另一端均与水平作动杆铰接。

4.根据权利要求3所述的进气道，其特征在于：所述来流马赫数为2.0时，后泄流槽开口最大；来流马赫数为4.0时，后泄流槽完全封闭。

5.一种如权利要求1至4中任一项所述进气道的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

(1)该进气道基准方案包含两级外压缩面，即第一级压缩面及第二级压缩面，在马赫数Ma＝2.0时，进气道可调压缩面主体底端紧靠最下端底座，此时，后泄流槽开口最大，进气道外压缩强度和内收缩比皆最小；

(2)在设计点马赫数Ma＝3.0下，进气道可调压缩面主体绕旋转中心逆时针旋转，保证设计状态下两级外压缩面的两道外压缩斜激波与唇口相交；

(3)为了保证进气道在高马赫数下的压缩效率，在马赫数Ma＝4.0时，进气道可调压缩面主体进一步逆时针旋转至使得后泄流槽完全封闭位置，内收缩比与外压缩强度达到最大。

6.如权利要求5中所述的设计方法，其特征在于，在侧板上开设前泄流腔，形成前泄流通道，可调压缩面主体上设有凹槽，由于可调压缩面主体绕第一级与第二级压缩楔面交合处的转动轴旋转，为保证泄流通道实际泄流面积不受压缩面主体旋转的影响，凹槽及侧板泄流腔左右两侧均采用圆弧曲线过渡，且以马赫数Ma＝2.0时可调压缩面主体凹槽顶端在侧板上的投影形状作为侧板前泄流腔的上型面，以设计状态下可调压缩面主体凹槽底端在侧板上的投影形状作为侧板前泄流腔的下型面。

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