[發明專利]內并聯式高超聲速雙通道進氣道的設計方法

有效

• 申請號: 201710065927.7
• 申請日: 2017-02-06
• 公開（公告）號: CN106837549B
• 公開（公告）日: 2018-07-17
• 發明（設計）人: 孔凡;朱呈祥;李怡慶;尤延鋮
• 申請（專利權）人: 廈門大學
• 主分類號: F02C7/042
• 分類號: F02C7/042;F02K7/16;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

內并聯式高超聲速雙通道進氣道的設計方法，涉及飛行器的高超聲速進氣道。設計進氣道的外壓段；設計沖壓通道的內壓段；設計沖壓通道的隔離段；分流方案設計；設計工作馬赫數范圍為馬赫數Ma＝0～1.8之間的低速渦輪通道。設計的一種二元內并聯式渦輪基組合循環動力進氣道，其結構包括進氣道的高速沖壓通道、低速渦輪通道和分流板。沖壓通道由進氣道的外壓段、沖壓通道的內壓段、分流板和沖壓通道的隔離段構成，采用等熵方法生成型面。渦輪通道由進氣道的外壓段、渦輪通道的內壓段、分流板和渦輪通道擴張段組成，使用等熵壓縮規律及面積均勻過渡的方式生成型面。

技術領域

本發明涉及飛行器的高超聲速進氣道，尤其是涉及內并聯式高超聲速雙通道進氣道的設計方法。

背景技術

自飛行器問世以來，人們始終追求其能擁有更高的性能和更快的速度，從早先的亞聲速飛行，到跨聲速、超聲速，再到如今的高超聲速飛行([1]張華軍,郭榮偉,謝旅榮.內并聯型TBCC進氣道方案設計及驗證[J].航空動力學報,2012,27(11):2475-2483)，人們對于動力裝置的要求越來越高。對于單一模態的進氣道而言，很難滿足高超聲速飛行器所要求的從亞聲速到高超聲速的飛行馬赫數范圍。為此，人們開始對組合循環發動機展開了一系列研究，其包含的兩種工作模態，既可以解決低馬赫數下的起動問題，又能為高超聲速飛行提供足夠的動力。

渦輪基組合循環(TBCC)發動機作為組合循環發動機的代表技術之一，具有渦輪模態和沖壓模態兩種運行方式，亞聲速和超聲速階段為渦輪模態，而高超聲速階段為沖壓模態。渦輪基組合循環發動機布局方式可分為共軸型布局和并聯型布局，并聯型布局可分為外并聯型和內并聯型([2]張華軍,郭榮偉,李博.TBCC進氣道研究現狀及其關鍵技術[J].空氣動力學學報,2010,28(05):613-620)。外并聯式TBCC發動機的渦輪發動機和沖壓發動機采用相互獨立的兩個進氣道，這種布局方式雖然可以降低進氣道結構設計的難度，但會增大迎風面積，產生較大的外部阻力，減小飛行器內部的可用容積。內并聯式TBCC發動機的渦輪發動機和沖壓發動機共用一個進氣道，氣流通過喉道之后流向沖壓通道和渦輪通道，分別供給沖壓發動機和渦輪發動機，并通過分流板來調節兩個進氣道的流量分配以及模態的轉換，結構緊湊，迎風面積小，內部可用容積率大。

TBCC發動機兼并了兩種發動機的優點，使飛行器可以在馬赫數范圍跨度很大的情況下，仍能夠達到很好的效果。同時，由于具有重復使用，飛行成本低等特點，從而成為水平起降高超聲速飛行器發動機的最佳選擇。但是，由于TBCC發動機的進氣道較之其他單一模態的發動機，結構更為復雜，變幾何部件多，且兩種模態之間的結合和轉換控制尤為困難，故20世紀60年代至今，對該類進氣道的研究并不多，因此對TBCC發動機沖壓與渦輪模態之間的轉換有很大的研究價值。

發明內容

本發明的目的旨在提供其結構上僅使用一種變幾何裝置，變形簡單可靠，對動作伺服裝置的要求較易實現的內并聯式高超聲速雙通道進氣道的設計方法。

本發明包括以下步驟：

1)設計進氣道的外壓段，具體方法如下：

根據沖壓通道的進出口面積要求，計算獲得沖壓通道的進出口高度及總收縮比。進氣道的外壓段采用等熵方法設計，為減小外壓段的長度，等熵壓縮段的前端有一初始楔角，其角度為5°，在沖壓通道的設計馬赫數下，根據初始楔角可確定第一道斜激波的角度，與進口高度結合，確定進氣道唇罩點的位置；再依據唇罩點的位置及沖壓通道的出口高度，獲得水平段；

2)設計沖壓通道的內壓段，具體方法如下：

斜激波在唇罩點處產生反射激波，反射激波與水平段的交點即為分流點，為減少能量損失，在分流點處進行光順處理，其中橫截面積最小的部分稱為沖壓通道的喉道；

3)設計沖壓通道的隔離段，具體方法如下：

沖壓通道的隔離段采用等截面設計，故將沖壓通道的喉道向后延伸即可獲得沖壓通道的隔離段。