CN201301753Y - 可兼顾内外流性能的内乘波式进气道 - Google Patents

Abstract

本实用新型是可兼顾内外流性能的内乘波式高速进气道，其结构是进气道由收缩段、隔离段或扩张段组成，进气道收缩段特征为采用光滑曲面的三维向内收缩。高速来流在进口处形成的曲面激波将进口完全封闭，以实现进口完全“乘坐”在激波上而无溢流。所述的三维进口面：其进口下半部存在溢流口，功能是在飞行马赫数低于设计马赫数时自动溢流，且随降低的程度越多而溢流越大，从而解决低马赫数下进口捕获流量过多的问题，达到拓宽进气道工作马赫数范围的目的。优点：可以在保证内流品质高、工作马赫数范围宽、抗反压能力强等内流性能的同时，使外流阻力得到尽量多的减小。

Description

可兼顾内外流性能的内乘波式进气道

技术领域

本实用新型涉及的是一种可兼顾内外流性能的内乘波式进气道。进气道在飞行马赫数2.5～5之间的超声速吸气式推进***(亚燃冲压发动机)和飞行马赫数大于5的高超声速吸气式推进***(超燃冲压发动机)中均有很大的提高综合性能的作用。属于内乘波式进气道设计技术领域。

背景技术

在航空技术发展史上追求双3(飞行速度3倍音速、飞行高度3万米)的高潮时期之后，高速飞行技术的发展放缓了一段时期。然而，近十年来高速飞行又重新成为航空技术发展的重点，尤其是单独的冲压发动机或包含冲压发动机的组合发动机的高速动力技术迅猛发展的今天，飞行马赫数2.5～5之间的普通超声速(Supersonic)飞行器和飞行马赫数大于5的高超声速(Hypersonic)飞行器称谓先进航空技术的代表，它的发展涉及国家安全与和平利用太空，是目前国际高技术竞争的战略重点之一。适合这些高速飞行器的高速进气道是发展这类推进动力技术的一个关键点，且其作用随飞行速度提高而显著增强。它的设计目标是以较小的流动损失为下游的推进***部件提供匹配的高能气流。从技术角度分析，高超声速进气道的设计要求主要有以下几方面：①内流特性好，在将所吞入的气流压缩至

所需压比的同时，应做到效率(出口总压)高和出口气流畸变小；②外流阻力小，这就要求进气道流量捕获能力强、溢流小；③工作马赫数范围宽，因为需要防止进气道在低马赫数时喉道通流能力不够而发生不起动现象，所以应能在不使用几何变形(会带来机构复杂和重量加大)的情况下自动溢流；④抗反压能力好，能在下游燃烧室等发生压力波动的情况下承受超出设计反压一定幅度的压力值而不至于发生不起动现象。⑤设计方案还应在结构上对飞行器有利：尺寸尽量小、重量尽量轻，这就要求几何结构尽量采用简单的固定几何形状。

目前已经提出的高超声速进气道形式主要包括：二元式进气道、轴对称式进气道、侧压式进气道等。国内外众多学者对它们的设计方法、流动特征、工作特性、工程设计研究等问题开展了广泛而深入的研究。此外，近两年来，研究人员还提出了一些新型先进高超声速进气道设计思路和方案。如：美国约翰霍普金斯大学Billig F.S等提出的流线追踪Busemann进气道，采用流线追踪技术，对Busemann等熵进气道加以改进；美国Astrox公司的Ajay P.K.等提出的“Funnel”型进气道概念，仿照使用锥型流来生成乘波体的思路，使用向内拐折的轴对称流型来生成进气道内表面构形。在美国下一代高超声速推进***研究计划中，Hycause和FALCON飞行器也都拟采用此类被称为三维内收缩的进气道形式。

纵观以上各类进气道方案，虽然它们都具有各自的一些优势和特点，但仍面临着较大的技术困难，主要的问题是上述进气道设计的5方面要求常常互相矛盾，难以同时满足。除第4方面的抗反压能力有专门技术保障而与其他技术要求的矛盾关系相对简单外，另外几方面的要求则复杂地交织在一起。比如：定几何设计与变M数工作能力就是非常严重的一个矛盾。已有典型进气道中，侧压式进气道(见图4)能实现几何固定的情况下随马赫数降低自动增加溢流，可以较好地协调这个矛盾(也因此获得了较多国内外研究的重视)。但是，这种进气道溢流很大(甚至在设计马赫数工作也溢流10～20％)，将显著增大飞行器外流阻力，且激波系复杂、激波/附面层剧烈，因此出口气流品质不高。正是为了克服这些问题，美国NASALangley研究中心的M.K.Smart等提出了REST进气道的设计概念，REST进气道实际上是一种利用内收缩流的进气道。其基本设计思想是：在某特定内压缩轴对称流中，采用流线跟踪法根据所需要的进气道进口或出口型线生成的流面作物面(见图5)，并且也同侧压式进气道一样能在定几何情况下具备较好的宽M数工作能力，而且出口气流性能和外流阻力(设计飞行马赫数下溢流5％～10％)方面均优于侧压式进气道。但是该进气道的设计方法仍然无法在设计状态下实现完全无溢流。因为高速飞行时气流动能与其他形式的能量(比如压力势能)相比显著增大，所以即使是少量的溢流造成的外阻增加也会相当显著。

从目前已报道的国内外其他研究者提出的各类高速进气道设计方案来说，美国NASA Langley研究中心的REST进气道可算是兼顾进气道多方面技术要求相对最好的，但是其技术指标仍然还有改进的必要，尤其是在兼顾进气道内流场品质高和外流阻力小这方面。

发明内容

本实用新型提出可兼顾内外流性能的内乘波式进气道，旨在更好地兼顾进气道多方面技术要求，在确保进气道内流品质高、工作马赫数范围宽、抗反压能力强、几何固定等性能的同时，尽量降低溢流且实现在设计状态无溢流，从而兼顾减小外流阻力。

本实用新型的技术解决方案：可兼顾内外流性能的内乘波式进气道，其结构是包括进气道收缩段、隔离段即高超声速情况或扩张段即普通超声速情况，其中进气道收缩段特征为采用光滑曲面的三维向内收缩；高速来流在进口处形成的曲面激波将三维进口面完全封闭，以实现进口完全“乘坐”在激波上而无溢流；

本实用新型的优点：内乘波式高速进气道是一种固定几何进气道。使用本发明提出的内乘波概念进行设计，可以保证这种进气道在设计状态下完全捕获来流流量即无溢流，这就在确保提供发动机需要气流的同时将迎风面积减到最小从而减小外流阻力。内乘波式高速进气道在低马赫数情况下又能自动调整溢流，在拓宽进气道的工作马赫数范围也使这些速度下的溢流被显著减小。进气道收缩段造型是由原基本流场中处于等熵压缩部分的光滑流面构成，通过三维向内收缩压缩气流，可以获得更高的压缩效率和气流品质。因此，内乘波式高速进气道可以很好地兼顾内流品质高、工作马赫数范围宽、抗反压能力强等内流性能和减小外流阻力等多个技术要求。

附图说明

附图1是轴对称内收缩基本流场示意图。

附图2是非轴对称内收缩基本流场示意图。

附图3是进口迎风面为梯形的内乘波式高速进气道进、出口形状示意图。

附图4是进口迎风面为梯形的内乘波式高速进气道三维轮廓示意图。

图中的1是表示超声速来流，2是表示特定的非轴对称内收缩回转壁面，3是表示轴对称中心体(圆柱体)，4是表示轴对称基本流场所对应的正圆进口型线，5是表示基本流场的初始入射激波，6是表示基本流场的反射激波，7是表示流经初始入射激波上某点而走向下游的流线，8是表示经过反射激波并转折后的出流流线，9是表示本发明所用轴对称内收缩管壁的非圆形进口型线，10是设计希望得到的进气道进口的某特定迎风面轮廓，11表示按进口轮廓在基本流场初始激波面上截取的进气道进口型线，12是表示沿进气道进口型线以流线追踪得到的下游流面，13是表示迎风面为梯形的内乘波式高速进气道进口ABCDE，14是表示迎风面为梯形的内乘波式高速进气道出口abcde，15是表示抛物线的肩部形线a’c’，16是表示进气道进口下部的溢流口DE。

具体实施方式

对照附图，可兼顾内外流性能的内乘波式进气道，其结构包括进气道收缩段、隔离段(高超声速情况)或扩张段(普通超声速情况)。其中，本发明重点是进气道收缩段，它的形状为光滑曲面构成的三维向内收缩。通过特定设计技术保证进气道在设计马赫数下“乘坐”在一道内压缩曲面激波上，这样激波贴口就可以实现无溢流。基于三维向内收缩设计的进气道比常规形式的设计方案有更高的效率，且可以减少出口畸变和璧面热负荷。实现抗反压能力的提高采用的是已有的技术，通过隔离段或扩张段分别将压缩后的气流以超声速或亚声速送入燃烧室。

所述的进气道，高速来流在进口处形成的初始入射曲面激波将三维进口面完全封闭，以实现进口完全“乘坐”在激波上而无溢流。

所述的进气道，在其进口下半部存在溢流豁口，在飞行马赫数低于设计马赫数时此溢流口自动溢流，且随飞行马赫数降低的程度越多而溢流越大，从而解决低马赫数下进口捕获流量过多的问题，达到拓宽进气道工作马赫数范围的目的。

可兼顾内外流性能的内乘波式进气道的设计方法，是通过流线追踪法在一个非轴对称的内收缩基本流场中的适当位置按一定进口形状(迎风面，即正前方来看)切割出贴口的激波面与口部型线，并沿此口部型线得到向下游发展的流面；以此流面作为进气道的管壁面。设计中所用的非轴对称的内收缩基本流场是在一个轴对称内收缩基本流场的基础上，通过沿周向的收缩面在原有的回转面基础上进行渐变(半径增大或减小)，并在轴心处布置一个特定半径的圆柱用以消除接近轴心处激波过强问题。非轴对称的内收缩壁面在每个角度所对应的剖面上，除进口半径可变外，还可以调整壁面压缩角。这样的非轴对称的内收缩基本流场可以为进气道型面生成提供较多选择空间。进口型线中接近此圆柱的下部所生成的流面就形成进气道的下壁面。

超音速来流在内收缩通道中会形成如图1所示的流场结构，形成一道初始激波并入射到中心圆柱体上，而后形成一道反射激波。在初始激波上找任意一点都可根据流线追踪得到该点向下游发出的一条流线。如果在初始激波面上设置一条闭合的型线，则可以根据流线追踪得到向下游发出的一闭合流面(即得到一根流管)。本发明采用这个基本技术在图2所示的流场中，按一定技术要求生成内乘波式高速进气道。

所设计使用的基本流场为非轴对称内收缩流场(图2所示)，由轴对称的圆柱中心和非轴对称内收缩管道组成。非轴对称的内收缩管壁在每个角度所对应的剖面上，除进口半径可变外，还可以调整壁面压缩角。采用以上气动方法设计的是无粘条件下的内乘波式进气道。在此基础上，通过对进气道无粘固壁进行粘性修正(附面层位移厚度偏置)和肩部光顺处理后就完成了本发明的设计工作。

实施例：

针对设计飞行马赫数为5的情况，设计了如图3所示的一个非轴对称内收缩基本流场，内收缩壁面的剖面型线为三次曲线，初始内收缩角为8度；内收缩管道进口为椭圆形，其短半轴比长半轴尺寸小15％。进气道形状设计要求为：进气道进口在迎风面投影形状为梯形(见图3)，且梯形两斜边在迎风面上延长线过圆柱中心体的圆心。附图4是设计得到的这个内乘波式高超声速进气道的三维轮廓。

来流马赫数5的设计状态下，进气道的计算结果显示此例设计方案在获得了略微超过其他已有类型进气道内流性能的同时，流量捕获系数0.99(即溢流约1％)，极大地减小了外流阻力。在进口处形成了贴合进口边ABCDE的一道曲面激波，也就是进口乘在此曲面激波上；该激波在下表面反射后形成一道反射激波且位于DEa’c’处。在超音速来流马赫数低于5时，口部激波脱离进口，多余的气流从进气道进口下部的溢流口DE溢出，使进气道具备了宽工作马赫数范围。总的来说，此实施例说明本发明的设计技术可以达到兼顾进气道内外流性能的设计目的。

另外，本发明也可以设计为其他类似进出口形状，上述实施例只是用于对本发明的解释，而不能作为对本发明的限制。因此凡是与本发明设计思路相同的实施方式均在本发明的保护范围内。

本发明在设计状态下，高超声速气流通过进口进入进气道。内乘波式进气道由基本流场的流面生成造型这个特点，会使得气流通过指定的进口形状生成特定的口部入射激波，该激波实际上就是重现生成造型所用的基本流场中的初始激波，它可以恰好封闭住三维进口面，这样就保证了进气道捕获流量全部进入进气道。进入进气道的气流经过内收缩段的三维压缩向中心汇聚，在进气道下表面产生反射。反射激波实际上就是重现生成造型所用的基本流场中在中心圆柱体上反射的激波。反射激波后的气流再进入后面所连接的隔离段(或扩张段)。低于设计马赫数情况下，进气道口部入射激波角增大，部分捕获来流会自动从进气道下侧的溢流口溢出，拓宽进气道低马赫数工作能力。

Claims (2)

1、可兼顾内外流性能的内乘波式进气道，其特征是由进气道收缩段、隔离段即高超声速情况或扩张段即普通超声速情况组成，其中进气道收缩段特征为采用光滑曲面的三维向内收缩。

2、根据权利要求1所述的可兼顾内外流性能的内乘波式进气道，其特征是所述的进气道，在其进口下半部存在溢流口。

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