[發(fā)明專利]沖壓發(fā)動機徑向進氣畸變抑制格柵及其設(shè)計方法

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201510084304.5
• 申請日: 2015-02-16
• 公開（公告）號: CN104615838B
• 公開（公告）日: 2017-05-24
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 滕健;歐陽智賢;周馴黃;尤延鋮
• 申請（專利權(quán)）人: 廈門大學
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 廈門南強之路專利事務所(普通合伙)35200
• 代理人: 馬應森

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及沖壓發(fā)動機，尤其是涉及一種沖壓發(fā)動機徑向進氣畸變抑制格柵及其設(shè)計方法。

背景技術(shù)

沖壓發(fā)動機屬于吸氣式高速推進動力裝置，廣泛應用于超聲速巡航導彈和超聲速飛機等高速飛行器，為其提供噴氣推進動力。常規(guī)沖壓發(fā)動機由三大主要部件組成，分別是擴壓器、燃燒室和尾噴管。高速氣流首先進入擴壓器減速擴壓，速度由超聲速下降至亞聲速，隨后在燃燒室中點火燃燒，最后從尾噴管中噴出產(chǎn)生推力。

從沖壓發(fā)動機部件來看，擴壓器出口氣流將進入燃燒室點火燃燒，在真實環(huán)境下擴壓器出口氣流在三維空間里很難保證壓力和速度分布的均勻性，即出現(xiàn)所謂“畸變”。由于燃燒室入口的氣流畸變程度嚴重影響氣流與燃料在燃燒室中的摻混和穩(wěn)定燃燒，因此有必要對擴壓器出口氣流采取整流均勻化的措施，使進入燃燒室中的氣流壓力和速度的空間分布盡可能均勻一致，以保證獲得較好的燃燒效果和更理想的沖壓發(fā)動機推力，使氣流均勻化的過程即為“畸變抑制”。

目前，已有的大量進氣畸變抑制措施中，進氣格柵獲得了最廣泛的使用并已經(jīng)取得了令人滿意的畸變抑制效果。但是，目前的進氣格柵設(shè)計方案中基本都采用形式單一、幾何形式固定的格柵，在發(fā)動機不同工作狀態(tài)下格柵的小孔形狀、孔徑大小、堵塞度均保持不變。固定幾何形式的畸變抑制格柵很難保證在發(fā)動機所有工作狀態(tài)下均獲得較好的氣流畸變抑制效果同時保持最小的發(fā)動機內(nèi)部氣動阻力。因此，幾何可調(diào)的進氣畸變抑制格柵對于寬范圍工作的沖壓發(fā)動機而言是理想的選擇。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于克服現(xiàn)有技術(shù)缺陷，提供一種能夠控制沖壓發(fā)動機在不同飛行姿態(tài)和飛行環(huán)境下燃燒室入口徑向畸變抑制程度可調(diào)節(jié)的沖壓發(fā)動機徑向進氣畸變抑制格柵及其設(shè)計方法。

所述沖壓發(fā)動機徑向進氣畸變抑制格柵設(shè)有第一畸變抑制格柵片和第二畸變抑制格柵片，第一畸變抑制格柵片和第二畸變抑制格柵片共軸層疊在一起，所述第一畸變抑制格柵片由柔性螺旋片繞中心滾筒構(gòu)成，可由伺服電機卷收或卷放中心滾筒實現(xiàn)控制柔性螺旋片圈數(shù)，第二畸變抑制格柵片由固定數(shù)量的徑向條幅組成，第二畸變抑制格柵片相對于沖壓發(fā)動機幾何位置固定不動，第一畸變抑制格柵片和第二畸變抑制格柵片安裝于沖壓發(fā)動機圓形燃燒室入口。

所述沖壓發(fā)動機徑向進氣畸變抑制格柵的設(shè)計方法，包括以下步驟：

1)根據(jù)不同飛行器來流條件確定最大的徑向畸變值DIS_R，DIS_R由下述公式確定：

式中，為燃燒室入口平均總壓，為燃燒室圓形截面入口處占圓面積1/10的圓環(huán)平均總壓中最小值，ρ_∞為自由來流密度，U_∞為自由來流速度；

2)確定抑制該最大徑向畸變值DIS_R所需的最小圓環(huán)面積AR_min；

3)確定第一畸變抑制格柵片的螺旋片圈數(shù)，螺旋片圈數(shù)為燃燒室圓形燃燒室入口圓形面積除以AR_min；

4)確定第二畸變抑制格柵片的徑向條幅數(shù)量，徑向條幅數(shù)量為第一畸變抑制格柵片的螺旋片圈數(shù)的3倍。

在步驟1)中，所述根據(jù)不同飛行器來流條件確定最大的徑向畸變值DIS_R可根據(jù)不同飛行器來流條件通過風洞吹風試驗或者數(shù)值仿真方法確定最大的徑向畸變值DIS_R。

在步驟2)中，所述確定抑制該最大徑向畸變值DIS_R所需的最小圓環(huán)面積AR_min，可通過風洞吹風試驗或者數(shù)值仿真方法確定抑制該最大徑向畸變值DIS_R所需的最小圓環(huán)面積AR_min。

所述沖壓發(fā)動機徑向進氣畸變抑制格柵的工作方式為：

當飛行器從地面起飛時，第一畸變抑制格柵片的螺旋片卷收，使圈數(shù)為設(shè)計狀態(tài)螺旋片圈數(shù)的1/2；

當飛行器大攻角爬升飛行或者大側(cè)滑角飛行時，第一畸變抑制格柵片的螺旋片卷放，使圈數(shù)為設(shè)計狀態(tài)螺旋片圈數(shù)；

當飛行器飛行速度達到巡航速度后攻角和側(cè)滑角降至設(shè)計狀態(tài)時，第一畸變抑制格柵片的螺旋片卷收，使圈數(shù)為設(shè)計狀態(tài)螺旋片圈數(shù)的1/2；

當飛行器巡航飛行狀態(tài)受到干擾導致攻角側(cè)滑角增大，第一畸變抑制格柵片的螺旋片卷放，使圈數(shù)為設(shè)計狀態(tài)螺旋片圈數(shù)；

當飛行器大攻角下降飛行或者大側(cè)滑角飛行時，第一畸變抑制格柵片的螺旋片卷放，使圈數(shù)為設(shè)計狀態(tài)螺旋片圈數(shù)。

本發(fā)明通過卷放第一畸變抑制格柵片柔性螺旋片增加圈數(shù)實現(xiàn)沖壓發(fā)動機大攻角和大側(cè)滑角飛行姿態(tài)下徑向畸變有效抑制，同時當沖壓發(fā)動機以正常飛行姿態(tài)運行時卷收第一畸變抑制格柵片柔性螺旋片減少圈數(shù)以減小沖壓發(fā)動機內(nèi)部氣動阻力。