[發明專利]一種具有可變放氣系統的飛行器超聲速進氣道

有效

• 申請號: 201410158906.6
• 申請日: 2014-04-18
• 公開（公告）號: CN103950543A
• 公開（公告）日: 2014-07-30
• 發明（設計）人: 譚慧俊;孫姝;莊逸;王德鵬;李光勝
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

技術領域

本發明涉及飛行器設計領域，尤其是一種飛行器超聲速進氣道。?

背景技術

超聲速進氣道是高速航空航天飛行器的重要氣動部件之一，其位于吸氣式推進系統的最前端，肩負著流量捕獲與調節、來流動能轉化與利用、出口流速大小與均勻性調節、上下游擾動隔離等多項功能，對推進系統的工作效率、工作包線等均有著直接影響。同時，超聲速進氣道還處于推進系統和飛行器的交界面上，故對飛行器的氣動力特性、結構重量、隱身性能等也有著顯著影響。據分析，對于常規航空渦輪發動機而言（飛行馬赫數一般在2.0以下），進氣道總壓恢復系數每上升1%，可使其推力增加1.5%，單位燃油消耗率下降2.5%，而對于更高馬赫工作的沖壓發動機，其總推力的50%以上來源于復雜進排氣系統。?

由于超聲速氣流的減速增壓過程需要依靠激波等壓縮波系來實現，而進氣道在吸入上游機體邊界層的同時其內部也有邊界層不斷發展，故激波/邊界層干擾現象在超聲速進氣道中不可避免。而受出口氣流必須為亞聲速限制（通常出口馬赫數小于0.6），超聲速進氣道中進出口氣流的減速比往往較大（可能達到7:1），一般需要通過斜激波增壓、正激波增壓和亞聲速增壓等過程共同完成，這使得超聲速進氣道中面臨的激波/邊界層干擾問題變得復雜而多樣。通常，嚴重的激波/邊界層干擾現象會誘發顯著的流動分離，并導致一系列的不利影響，如進氣道出口總壓恢復系數降低、畸變指數增大、亞臨界穩定裕度降低或起動包線縮小等。為此，激波/邊界層干擾始終是各類超聲速進氣道氣動設計與評估中令人頭疼的一類重要流動現象，其中唇罩激波/邊界層干擾現象往往最為突出。?

為了保證在整個包線范圍內的安全、高效工作，目前大多數實用的超聲速進氣道都離不開邊界層放氣控制措施。該措施是一種有源控制技術，通過在唇罩激波/邊界層干擾區設置多排放氣縫或放氣孔，以及與之相連的穩壓腔和限流出口，該類控制措施能夠將激波/邊界層干擾區間附近的低能氣流排出進氣道外，故可對激波/邊界層干擾現象進行有效控制。然而，對于寬馬赫數范圍工作的超聲速進氣道而言，其通道內可能存在多處激波/邊界層干擾現象，并且隨著飛行馬赫數、飛行姿態角的變化該干擾區位置和干擾強度還會隨之變化，使得現有的邊界層放氣控制難以有效應對。為此，需要發展一種新型的邊界層放氣控制措施，以根據進氣道的實際工況對放氣特性進行調節，從而在寬范圍內保持在高效控制狀態。?

發明內容

為有效抑制寬馬赫數超聲速進氣道中具有可變和多區特征的激波/邊界層干擾現象，本發明提供一種可變放氣系統以及使用其的飛行器超聲速進氣道。通過在激波/邊界層干擾區設置放氣縫或放氣孔、放氣腔、限流出口和可移動放氣腔隔板，本發明可根據進氣道的實際工況對放氣特性進行調節，從而在較寬的馬赫數和攻角范圍內獲得較好的控制效果。?

為達到上述目的，本發明具有可變放氣系統的飛行器超聲速進氣道可采用如下技術方案：?

一種具有可變放氣系統的飛行器超聲速進氣道，包括超聲速前體壓縮面、進氣道唇罩、進氣道側板、自超聲速前體壓縮面向內延伸的內板；所述進氣道唇罩及內板之間形成進氣道喉道；所述內板上設有放氣腔、覆蓋在放氣腔上并面向進氣道喉道的多縫或多孔蓋板、位于放氣腔內的放氣腔隔板、連接放氣腔隔板的隔板連桿、連接隔板連桿的隔板驅動裝置；所述放氣腔的底部為放氣腔下表面，多縫或多孔蓋板面對放氣腔的面為放氣腔上表面，所述放氣腔下表面設有至少兩個限流出口；所述放氣腔隔板將放氣腔隔離成為至少兩個獨立的子腔，每個限流出口對應一個獨立的子腔。?

本發明具有可變放氣系統的飛行器超聲速進氣道通過在多排放氣縫/孔下的放氣腔中設置多個限流出口和可移動放氣腔隔板，可以根據超聲速進氣道的工作馬赫數和姿態角變化通過移動放氣腔隔板對各子腔的大小、每個子腔對應多縫或多孔蓋板的縫/孔數目、限流出口的啟閉進行調節，實時對唇罩激波/邊界層干擾的放氣特性進行調節，從而在較寬的工作包線范圍內獲得良好的邊界層控制效果，節省放氣量，甚至還可在必要時關閉某區的放氣流路。為此，本發明的采用對于拓寬超聲速進氣道的工作包線范圍、提高總壓恢復系數和流量系數等氣動性能均具有顯著效果。另外，本發明還具有結構簡單，易于實現等優點。?

本發明具有可變放氣系統的飛行器超聲速進氣道的控制方法可采用如下技術方案：?