[發明專利]亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法

有效

• 申請號: 201310113672.9
• 申請日: 2013-04-03
• 公開（公告）號: CN103174520A
• 公開（公告）日: 2013-06-26
• 發明（設計）人: 夏晨;李中龍;黃國平;喬文友;唐偉員
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;G06F17/50
• 代理公司: 南京君陶專利商標代理有限公司 32215
• 代理人: 沈根水

技術領域

本發明涉及的是一種亞音速出流高外壓內乘波進氣道及其設計方法，屬于高超聲速進氣道技術領域。

背景技術

高超聲速飛行器是發展涉及國家安全與和平利用空間，是目前國際競相爭奪空間技術的焦點之一。進氣道是高超聲速飛行器中的主要部件，它的設計目標是以較小的流動損失為下游的推進系統部件提供盡可能多的高能氣流。從技術角度分析，高超聲速進氣道的設計要求主要有以下幾點：①設計狀態流量捕獲能力強，為推進系統提供盡可能多的流量；②在壓縮氣流至所需壓比的同時，應做到效率（出口總壓）高和出口氣流畸變小；③設計方案應在結構上對飛行器總體性能有利：長度盡量短、幾何形狀固定都有利于減輕重量、提高性能；④外流阻力小，這就要求進氣道溢流小，且進氣道迎風面積與捕獲面積之比盡量小；⑤應有盡量寬的工作馬赫數范圍，因而進氣道要能在低M數時自動溢流；⑥應易于實現與飛行器機體一體化設計，因此要求進氣道可以在機腹多個并列模塊化安裝。

目前已經提出的高超聲速進氣道形式主要包括：二元式進氣道、軸對稱式進氣道、側壓式進氣道等。國內外眾多學者對它們的設計方法、流動特征、工作特性、工程設計研究等問題開展了廣泛而深入的研究。此外，近兩年來，研究人員還提出了一些新型先進高超聲速進氣道設計思路和方案。如：美國約翰霍普金斯大學Billig?F.S等提出的流線追蹤Busemann進氣道，采用流線追蹤技術，對Busemann等熵進氣道加以改進；美國Astrox公司的Ajay?P.?K.等提出的“Funnel”型進氣道概念，仿照使用錐型流來生成乘波體的思路，使用向內拐折的軸對稱流型來生成進氣道內表面構形；英國牛津大學提出的模塊化收縮式進氣道以及美國空軍實驗室研制的一種Jaw進氣道。在美國下一代高超聲速推進系統研究計劃中，?Hycause和FALCON飛行器也都擬采用此類被稱為三維內收縮的進氣道形式。在國內，南京航空航天大學的黃國平、梁德旺、尤延鋮等人率先提出了一類命名為內乘波的三維內收縮進氣道，該類進氣道以直接流線追蹤為主要技術特點，可以在設計狀態下以不規則的三維幾何外形全流量捕獲自由來流，具有較好的性能特點。此外，南京航空航天大學的張堃元，孫波等人在截短Busemann進氣道方面也開展了一些相關研究。

縱觀以上各類進氣道方案，雖然它們都具有一些獨特的設計優勢和特點，但仍存在一些設計缺陷和性能不足。以典型的截短Busemann進氣道為例，由于不具有內乘波的特點，即使在設計狀態下，此類進氣道的流量捕獲系數通常也就在90%左右。而在高超聲速推進系統中，10%的流量損失就對應了10%以上的推力損失。以直接流線追蹤為技術特點的內乘波式進氣道雖然被證明可以100%的捕獲自由來流，但是，它復雜的三維外形卻限制了它在總體布局中的應用。而所有三維內收縮式進氣道其高的流量捕獲能力也給其帶來了一個棘手的問題，起動能力弱。且目前研究的三維內收縮式進氣道大部分都是超音速出流，需匹配超燃燃燒室，而超燃燃燒室的設計難度較大。?

發明內容

本發明的目的旨在克服現有技術所存在的上述缺陷，提出一種出口為亞音速，且起動能力強的亞音速出流高外壓內乘波式進氣道及其設計方法。

本發明的技術解決方案：亞音速出流高外壓內乘波式進氣道，其結構是包括進氣道收縮段和擴張段，所述的進氣道收縮段特征為三維向內收縮，其進出口形狀可以定制，能夠同時滿足各自的特定（如矩形、圓形或曲面進出口）形狀要求，且進氣道收縮段內激波形狀為規則的圓弧狀，所述的進氣道擴張段內為一道正激波或斜激波串。

亞音速出流高外壓內乘波式進氣道的設計方法，其特征是

1）其特征是以軸對稱內收縮基本流場為基礎，該軸對稱內收縮基本流場包括ICFA段和偏置后的壓縮段；根據進氣道收縮段進出口形狀，在不同的周向位置上進行不同徑向位置的流線追蹤疊加組合獲得符合進出口形狀要求的流面；

2）根據進氣道擴張段進出口形狀，并按一定（如類“S”型）的面積變化規律確定擴張段型面，即可獲得亞音出流、高外壓能力的符合進出口形狀要求的內乘波式進氣道，其中軸對稱流場為具有高外壓縮能力的改進ICFC流場。