[實(shí)用新型]一種高超聲速進(jìn)氣道

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201420183254.7
• 申請(qǐng)日: 2014-04-15
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN203962164U
• 公開(kāi)（公告）日: 2014-11-26
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 謝旅榮;王建勇;趙昊;滕瑜琳
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號(hào): F02C7/04
• 分類號(hào): F02C7/04
• 代理公司: 江蘇圣典律師事務(wù)所 32237
• 代理人: 賀翔

技術(shù)領(lǐng)域

本實(shí)用新型屬于沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，特別是一種高超聲速進(jìn)氣道。

背景技術(shù)

高超聲速飛行是指馬赫數(shù)大于5的飛行。高超聲速遠(yuǎn)程機(jī)動(dòng)飛行器的研究因其重要的戰(zhàn)略意義成為當(dāng)今世界強(qiáng)國(guó)競(jìng)相開(kāi)展的熱點(diǎn)研究問(wèn)題。進(jìn)氣道作為高超聲速推進(jìn)系統(tǒng)中的主要部件，是吸氣式高超聲速推進(jìn)技術(shù)發(fā)展的關(guān)鍵技術(shù)之一，其性能的優(yōu)劣往往對(duì)整個(gè)推進(jìn)系統(tǒng)性能產(chǎn)生至關(guān)重要的影響。然而現(xiàn)階段高超聲速進(jìn)氣道低馬赫數(shù)下自起動(dòng)問(wèn)題往往限制了飛行器的工作范圍，進(jìn)而直接對(duì)助推系統(tǒng)及飛行成本產(chǎn)生決定性影響。因此，探究如何有效降低進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)具有突出的現(xiàn)實(shí)意義。

通常，拓寬進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍的技術(shù)途徑主要有兩類：變幾何調(diào)節(jié)方法和定幾何型面下流場(chǎng)控制方法。目前采取的變幾何進(jìn)氣道方案主要分為以下幾類：轉(zhuǎn)動(dòng)式、平動(dòng)式、可調(diào)斜板等。法國(guó)國(guó)家航空宇航技術(shù)研究中心（ONERA）等機(jī)構(gòu)研究的高超聲速導(dǎo)彈以及美國(guó)的X-43A飛行器所采用的進(jìn)氣道均為唇口轉(zhuǎn)動(dòng)變幾何方案。相對(duì)于唇口轉(zhuǎn)動(dòng)方案，收縮唇口式變幾何進(jìn)氣道控制難度相對(duì)較低，法國(guó)的F.Falempin和俄羅斯的M.Goldfeld等對(duì)伸縮唇口式變幾何進(jìn)氣道的起動(dòng)過(guò)程進(jìn)行了研究。變幾何進(jìn)氣道通過(guò)機(jī)械方式改變物面參數(shù)及喉道截面積，進(jìn)而對(duì)口部波系及收縮比進(jìn)行調(diào)節(jié)，故能有效拓寬進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍并保證關(guān)鍵狀態(tài)甚至是不同工作狀態(tài)下進(jìn)氣道接近最佳性能工作。但其缺點(diǎn)也很突出：重量增加，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，可靠性下降，且封嚴(yán)、熱防護(hù)問(wèn)題較為突出。

定幾何型面下的流場(chǎng)控制方法，大多是通過(guò)低馬赫數(shù)下的溢流以達(dá)到降低進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)的目的，如在進(jìn)氣道內(nèi)主動(dòng)抽吸、開(kāi)設(shè)被動(dòng)溢流槽等。此類調(diào)節(jié)方法實(shí)際上是將喉道截面積“放大”，緩解了低馬赫數(shù)下進(jìn)氣道喉道截面積顯得過(guò)小的問(wèn)題，因此能有效改善進(jìn)氣道低馬赫數(shù)下自起動(dòng)性能。但是通過(guò)此類定幾何型面下的流場(chǎng)控制方法也會(huì)帶來(lái)一些不利影響，如進(jìn)氣道起動(dòng)后，繼續(xù)發(fā)生的溢流會(huì)引起進(jìn)氣道流量損失，導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)推力損失。溢流還會(huì)對(duì)外部流場(chǎng)產(chǎn)生干擾導(dǎo)致進(jìn)氣道乃至整個(gè)飛行器的阻力增大。

實(shí)用新型內(nèi)容

本實(shí)用新型要解決的問(wèn)題是提供一種具有回流通道的高超聲速進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道基于封閉式流場(chǎng)控制技術(shù)，通過(guò)簡(jiǎn)易的引流裝置使進(jìn)氣道自起動(dòng)性能明顯改善，進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍顯著拓寬。該引流裝置既不會(huì)大幅增加原進(jìn)氣道的重量，同時(shí)高馬赫數(shù)下幾乎無(wú)回流產(chǎn)生，對(duì)高馬赫數(shù)下進(jìn)氣道性能幾乎不產(chǎn)生影響。

本實(shí)用新型公開(kāi)的一種高超聲速進(jìn)氣道，包括進(jìn)氣道主體、進(jìn)氣道唇罩，在進(jìn)氣道主體、進(jìn)氣道唇罩之間形成的進(jìn)氣道內(nèi)通道，進(jìn)氣道內(nèi)通道始端為進(jìn)氣道進(jìn)口，進(jìn)氣道壓縮面緊鄰進(jìn)氣道進(jìn)口，進(jìn)氣道進(jìn)口處有分離區(qū)；該高超聲速進(jìn)氣道還包括回流通道，所述回流通道包括回流通道進(jìn)口、回流通道出口以及聯(lián)接回流通道進(jìn)口和回流通道出口的引流管路；回流通道進(jìn)口開(kāi)設(shè)于進(jìn)氣道內(nèi)通道內(nèi)，且位于分離區(qū)后半部，回流通道出口開(kāi)設(shè)于回流通道進(jìn)口所處的同一級(jí)進(jìn)氣道壓縮面內(nèi)。

作為上述技術(shù)方案的進(jìn)一步改進(jìn)，所述回流通道進(jìn)口和回流通道出口壁面均垂直于進(jìn)氣道壓縮面。

作為上述技術(shù)方案的更進(jìn)一步改進(jìn)，所述回流通道進(jìn)口的截面中心線與分離區(qū)始發(fā)點(diǎn)的距離L₁滿足：

0.65L_B≤L₁≤0.95L_B，

其中，L_B為分離區(qū)沿流向的寬度；

回流通道出口的截面中心線與進(jìn)氣道壓縮面始點(diǎn)的距離L₂滿足：

0.5b≤L₂≤1.0L_S，

其中，L_S為回流通道所處的壓縮面的始點(diǎn)與分離區(qū)始發(fā)點(diǎn)間的距離；

作為上述技術(shù)方案的再進(jìn)一步改進(jìn)，所述引流管路為等截面管道。

作為上述技術(shù)方案的再進(jìn)一步改進(jìn)，引流管路與回流通道進(jìn)口、回流通道出口之間的聯(lián)接均通過(guò)圓弧過(guò)渡。

作為上述技術(shù)方案的再進(jìn)一步改進(jìn)，引流管路的截面寬度b滿足：

0.2W≤b≤0.5W，

其中，W為進(jìn)氣道內(nèi)通道的進(jìn)口寬度；

引流管路靠近壓縮面一側(cè)的內(nèi)壁面的過(guò)渡圓弧半徑為R、該內(nèi)壁面距壓縮面的垂直距離為L(zhǎng)_D，且滿足:

1.0b≤R≤2.0b，

1.5R≤L_D≤2.0R。

本實(shí)用新型的有益效果：