矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】：
[0001] 本實(shí)用新型涉及一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，其屬于航空航天飛行 器氣動(dòng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】：
[0002] 對(duì)于采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)系統(tǒng)的吸氣式高超聲速飛行器而言，進(jìn)氣道處于起 動(dòng)狀態(tài)對(duì)于飛行器至關(guān)重要。國外已有的飛行試驗(yàn)，如X-43A和X-51A的飛行試驗(yàn)均曾因 進(jìn)氣道不起動(dòng)而導(dǎo)致實(shí)驗(yàn)未能成功，進(jìn)氣道的起動(dòng)性能在很大程度上決定了飛行器的整體 性能。特別地，對(duì)于寬馬赫數(shù)范圍工作的高超聲速飛行器，當(dāng)處于非設(shè)計(jì)工作狀態(tài)時(shí)，進(jìn)氣 道能正常起動(dòng)并且有較小的阻力及流動(dòng)損失，并為發(fā)動(dòng)機(jī)提供足夠的、滿足一定氣流品質(zhì) 要求的空氣流量是評(píng)價(jià)進(jìn)氣道綜合氣動(dòng)性能的重要標(biāo)準(zhǔn)。
[0003] 進(jìn)氣道的起動(dòng)從性能上定義為"進(jìn)氣道的內(nèi)流場(chǎng)的流動(dòng)不影響進(jìn)氣道的流量捕獲 能力"。不起動(dòng)流場(chǎng)的顯著特征為進(jìn)氣道入口存在大分離包，分離包前形成后傾激波，使得 進(jìn)氣道的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)降低，壓比升高。美國高超聲速進(jìn)氣道專家VanWie將 不起動(dòng)分為"硬"不起動(dòng)和"軟"不起動(dòng)。"硬"不起動(dòng)主要受限于進(jìn)氣道幾何構(gòu)型的內(nèi)收縮 比，設(shè)計(jì)馬赫數(shù)狀態(tài)下可以設(shè)計(jì)較小的內(nèi)收縮比提高進(jìn)氣道的起動(dòng)能力，但在低馬赫數(shù)下 的非設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)若進(jìn)氣道幾何構(gòu)型不變，進(jìn)氣道將可能進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)。"軟"不起動(dòng)主要由 唇罩反射激波與附面層干擾引起的大分離所致。大分離包形成的氣動(dòng)邊界改變了真實(shí)流道 的喉道大小，降低了進(jìn)氣道的起動(dòng)性能，進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)?，F(xiàn)有的改善起動(dòng)方法大多 只對(duì)"硬"不起動(dòng)和"軟"不起動(dòng)的一個(gè)方面進(jìn)行改善，且有些調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)過于復(fù)雜，可行性較 差，未見既能做到同時(shí)抑制兩種不起動(dòng)狀態(tài)，且機(jī)構(gòu)簡單的設(shè)計(jì)方案。
[0004] 進(jìn)氣道變幾何技術(shù)是一種有效提高進(jìn)氣道起動(dòng)性能的方法，即指利用機(jī)械裝置等 方式控制進(jìn)氣道在不同飛行條件下的工作狀態(tài)。對(duì)于高超聲速飛行器而言，變幾何裝置的 復(fù)雜程度和控制效率將極大地影響飛行器的工作效率。
[0005] 二元高超進(jìn)氣道因其結(jié)構(gòu)簡單，易于調(diào)節(jié)，便于與前體進(jìn)行一體化設(shè)計(jì)等優(yōu)點(diǎn)備 受關(guān)注。美國的X-43A，X-51A以及澳大利亞的Hyshot高超聲速飛行試驗(yàn)均采用了此構(gòu)型 的進(jìn)氣道。但此時(shí)的二元構(gòu)型由于一體化設(shè)計(jì)，低馬赫數(shù)下前體會(huì)發(fā)展較厚的邊界層，制約 了進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。三種方案分別采用了前/后掠側(cè)板及抽吸來提高進(jìn)氣道的起動(dòng)性 能，但相應(yīng)的犧牲了對(duì)流量的捕獲能力。
[0006] 高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)，為減少激波損失，通常采用多波系設(shè)計(jì)，這樣便增加了前體 長度，同時(shí)對(duì)于大內(nèi)收縮比的進(jìn)氣道，還需要考慮內(nèi)外壓比的分配問題，普遍的做法是總壓 比不變的前提下，采用較大的外壓比，盡量減小內(nèi)壓比從而提高進(jìn)氣道的起動(dòng)能力。但此時(shí) 的進(jìn)氣道在低于設(shè)計(jì)馬赫數(shù)下工作時(shí)，由于外壓比較大，總偏轉(zhuǎn)角大，會(huì)造成較大的溢流損 失，同時(shí)激波損失也比較大。
[0007] 因此，本實(shí)用新型的目的是提出一套更為簡單的機(jī)構(gòu)能夠在低馬赫數(shù)時(shí)降低損失 兼顧提高流量捕獲，同時(shí)提高進(jìn)氣道的起動(dòng)能力，從而提高進(jìn)氣道的綜合氣動(dòng)性能。 【實(shí)用新型內(nèi)容】：
[0008] 本實(shí)用新型的目的是提供一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，其應(yīng)用于吸 氣式高超聲速飛行器推進(jìn)系統(tǒng)。在傳統(tǒng)矩形截面高超聲速進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)并安裝可 轉(zhuǎn)動(dòng)的可調(diào)頂板，根據(jù)飛行器的飛行條件調(diào)節(jié)可調(diào)頂板角度位置。可調(diào)頂板小角度旋轉(zhuǎn)形 成前后兩處抽吸窗口，前緣設(shè)計(jì)在可調(diào)頂板前緣處，后緣設(shè)計(jì)在可調(diào)頂板與喉道連接處。在 加速過程的低馬赫數(shù)時(shí)利用簡單的轉(zhuǎn)動(dòng)，來抽掉前體發(fā)展來的附面層，轉(zhuǎn)動(dòng)同時(shí)減小了第 三級(jí)楔角角度，減弱了激波的同時(shí)提高了流量捕獲，且內(nèi)收縮段進(jìn)口馬赫數(shù)相對(duì)增大，有利 于提高起動(dòng)性能。通過喉道的抽吸提高了進(jìn)氣道內(nèi)壓段的起動(dòng)性能。小角度轉(zhuǎn)動(dòng)的變幾何 過程更易實(shí)現(xiàn)，且提高了低馬赫數(shù)條件下的性能參數(shù)，對(duì)流動(dòng)的控制更全面，從而綜合改善 了進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。
[0009] 本實(shí)用新型采用如下技術(shù)方案：一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道，其包 括高超聲速飛行器機(jī)體，矩形唇罩，可調(diào)頂板和作動(dòng)機(jī)構(gòu)，所述可調(diào)頂板為一塊設(shè)有內(nèi)部轉(zhuǎn) 軸的實(shí)體曲面板或直板，轉(zhuǎn)軸與高超聲速飛行器機(jī)體連接，所述可調(diào)頂板通過作動(dòng)機(jī)構(gòu)繞 轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，所述可調(diào)頂板前緣為可調(diào)頂板的轉(zhuǎn)動(dòng)前緣，所述可調(diào)頂板前緣形成前緣抽吸 窗，后緣形成喉道抽吸窗，所述高超聲速飛行器機(jī)體內(nèi)部形成有將喉道抽吸窗和前緣抽吸 窗連通的抽吸通道。
[0010] 本實(shí)用新型還采用如下技術(shù)方案：一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的設(shè) 計(jì)方法，其包括如下步驟：
[0011] 第一步：根據(jù)多波系進(jìn)氣道的具體情況，可調(diào)頂板前緣為可調(diào)頂板的轉(zhuǎn)動(dòng)前緣，轉(zhuǎn) 動(dòng)后緣取可調(diào)頂板與喉道相接處；
[0012] 第二步：根據(jù)進(jìn)氣道的具體情況及工作條件確定可調(diào)頂板前緣抬高高度H1與可 調(diào)頂板后緣下降高度H2的幾何尺寸，其中H1取來流附面層厚度的量級(jí)，H2由Kantrowiz自 起動(dòng)邊界收縮比估算出的折合喉道高度確定
[0013] Kantrowiz公式為
[0014]
[0015] 心為遠(yuǎn)場(chǎng)進(jìn)口面積，Ma(l是遠(yuǎn)場(chǎng)來流馬赫數(shù)，A4為喉道面積，調(diào)整H2改變的是A4面 積大小，實(shí)際設(shè)計(jì)時(shí)，由這個(gè)公式確定出H2;
[0016] 第三步：由簡單的幾何相似關(guān)系獲得轉(zhuǎn)動(dòng)軸的位置〇和轉(zhuǎn)動(dòng)角0，轉(zhuǎn)動(dòng)小角度時(shí) 弧長AA近似等于AA長，等于H本，同理A2B2等于H2,AA為原型面，B此為轉(zhuǎn)動(dòng)后型面， 轉(zhuǎn)動(dòng)中心即是型面線的交點(diǎn)，小角度時(shí)轉(zhuǎn)動(dòng)角0近似等于sin0 =H/AiO;
[0017] 第四步：通過數(shù)值模擬或風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證變幾何后的進(jìn)氣道能否在低于原進(jìn)氣道設(shè) 計(jì)最低工作馬赫數(shù)下起動(dòng)，同時(shí)抽吸流量較低，不超過捕獲流量的5%，如果能，設(shè)計(jì)完成； 如果不能，重新選擇Hl、H2,重復(fù)上述設(shè)計(jì)步驟。
[0018] 本實(shí)用新型又采用如下技術(shù)方案：一種矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的工 作方法，其包括如下步驟：
[0019] 第一步：高超聲速飛行器在其他輔助推進(jìn)系統(tǒng)下完成低馬赫數(shù)加速過程，此時(shí)可 調(diào)頂板不需轉(zhuǎn)動(dòng)，9 : = 0 ;
[0020] 第二步：當(dāng)飛行速度加速到進(jìn)氣道數(shù)值仿真或?qū)嶒?yàn)得到的預(yù)估自起動(dòng)馬赫數(shù)附近 時(shí)，飛行控制系統(tǒng)發(fā)出指令，調(diào)節(jié)頂板轉(zhuǎn)至確定的0角度位置；
[0021] 第三步：高超聲速飛行器繼續(xù)加速，當(dāng)飛行控制系統(tǒng)檢測(cè)進(jìn)氣道是否進(jìn)入起動(dòng)狀 態(tài)，且沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作；
[0022] 第四步：進(jìn)氣道起動(dòng)并逐漸加速到設(shè)計(jì)工作狀態(tài)時(shí)，可調(diào)頂板轉(zhuǎn)回原位置，前體激 波交于矩形唇罩前緣，以提高進(jìn)氣道起動(dòng)后的工作性能；
[0023] 第五步：當(dāng)進(jìn)氣道由燃燒室反壓脈動(dòng)等因素使進(jìn)氣道進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，進(jìn)口處 出現(xiàn)大分離包，因大分離包的自持特性，無法恢復(fù)到起動(dòng)狀態(tài)時(shí)，控制可調(diào)頂板迅速轉(zhuǎn)動(dòng)， 使末級(jí)壓縮角減小為〇,增加內(nèi)壓段進(jìn)口馬赫數(shù)的同時(shí)使內(nèi)壓段的處于起動(dòng)能力最強(qiáng)的狀 態(tài)，待大分離包吞入，進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)后控制可調(diào)頂板轉(zhuǎn)回原位置。
[0024]本實(shí)用新型具有如下有益效果：對(duì)于高性能大收縮比設(shè)計(jì)的高超聲速進(jìn)氣道，通 過本實(shí)用新型的方法，可以以較小的流量損失，有效改善進(jìn)氣道低馬赫數(shù)下的起動(dòng)性能，同 時(shí)可以降低流動(dòng)損失并可提高流量捕獲能力，進(jìn)而拓寬進(jìn)氣道工作范圍，使飛行器具有更 寬廣的飛行包線。對(duì)于進(jìn)入不起動(dòng)狀態(tài)的進(jìn)氣道，本實(shí)用新型可以改變進(jìn)氣道的外壓段波 系結(jié)構(gòu)，提高了進(jìn)口馬赫數(shù)，同時(shí)減小了內(nèi)收縮比和流動(dòng)損失，使進(jìn)氣道更易實(shí)現(xiàn)再起動(dòng)。 且本實(shí)用新型結(jié)構(gòu)簡單，可行性強(qiáng)。
【附圖說明】：
[0025] 圖1為本實(shí)用新型矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的主視圖（包含前體激 波）。
[0026] 圖2為圖1所示矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道中可調(diào)頂板的示意圖。
[0027] 圖3為圖1所示矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道中可調(diào)頂板工作狀態(tài)的示意 圖（包含前體激波）。
[0028] 圖4為圖1所示矩形進(jìn)口二元高超聲速變幾何進(jìn)氣道的設(shè)計(jì)方