[發(fā)明專(zhuān)利]高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201710315632.0
• 申請(qǐng)日: 2017-05-08
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN106996334B
• 公開(kāi)（公告）日: 2018-05-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 蔣崇文;高振勛;李椿萱;陳著;李志豪
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): F02C7/042
• 分類(lèi)號(hào): F02C7/042
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實(shí)專(zhuān)利事務(wù)所 11121
• 代理人: 姜榮麗

本發(fā)明公開(kāi)了一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道，屬于高超聲速飛行器進(jìn)氣道設(shè)計(jì)領(lǐng)域。所述的進(jìn)氣道，在距離唇口距離L的唇罩上開(kāi)縫，將唇罩分為兩部分，分別為唇罩前半部分和唇罩后半部分，所述唇罩前半部分轉(zhuǎn)動(dòng)連接在進(jìn)氣道上，轉(zhuǎn)軸位于唇口位置，所述唇罩前半部分可繞所述轉(zhuǎn)軸向下轉(zhuǎn)動(dòng)角度θ，保證在相應(yīng)的來(lái)流馬赫數(shù)下，由唇罩型面誘導(dǎo)的唇口激波恰好入射在進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)位置。本發(fā)明的進(jìn)氣道能夠抑制上壁面分離區(qū)的產(chǎn)生、延緩分離區(qū)的發(fā)展，有效提升進(jìn)氣道的起動(dòng)性能。相對(duì)移動(dòng)中心錐式變幾何進(jìn)氣道而言，本發(fā)明的進(jìn)氣道的可動(dòng)部分質(zhì)量輕，機(jī)械結(jié)構(gòu)重量也較輕，實(shí)際使用不需要很大的驅(qū)動(dòng)力。相對(duì)于傳統(tǒng)轉(zhuǎn)動(dòng)唇口變幾何進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道只需偏轉(zhuǎn)1?2°即可產(chǎn)生很好的效果，操縱效率更高。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高超聲速飛行器進(jìn)氣道設(shè)計(jì)領(lǐng)域，涉及一種采用變幾何措施改善高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能的進(jìn)氣道構(gòu)型，具體地說(shuō)，是指一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道。

背景技術(shù)

吸氣式高超聲速飛行器，特別是寬?cǎi)R赫數(shù)飛行范圍的吸氣式高超聲速飛行器，要想實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定的飛行，其超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)必須具備足夠的可靠性。而進(jìn)氣道能否起動(dòng)將直接決定發(fā)動(dòng)機(jī)能否正常、持續(xù)地工作。歷史上由于進(jìn)氣道起動(dòng)失敗而導(dǎo)致高超聲速飛行器試飛失敗的例子有很多：上世紀(jì)九十年代末NASA和俄羅斯CIAM的聯(lián)合項(xiàng)目正是由于進(jìn)氣道不起動(dòng)導(dǎo)致了整個(gè)飛行試驗(yàn)的失敗。美國(guó)的X-51A飛行器在飛行試驗(yàn)中也多次出現(xiàn)了進(jìn)氣道不起動(dòng)的問(wèn)題。在其2010年5月26日的首飛過(guò)程中，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火一段時(shí)間后進(jìn)氣道出現(xiàn)了不起動(dòng)問(wèn)題。在另一次試飛中，飛行器達(dá)到Ma＝5后進(jìn)氣道成功起動(dòng)，但嘗試轉(zhuǎn)換燃料時(shí)進(jìn)氣道仍出現(xiàn)了不起動(dòng)現(xiàn)象，導(dǎo)致第二次飛行試驗(yàn)依舊以失敗告終。由此觀之，高超聲速進(jìn)氣道的起動(dòng)問(wèn)題是吸氣式高超聲速飛行器發(fā)展道路上一個(gè)極為關(guān)鍵的問(wèn)題。

起動(dòng)的進(jìn)氣道不會(huì)出現(xiàn)大的分離區(qū)，唇口一般沒(méi)有溢流，斜激波系結(jié)構(gòu)清晰，出口流場(chǎng)均勻，擁有可以保障發(fā)動(dòng)機(jī)正常工作的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)，進(jìn)氣道如圖1所示，其中1為進(jìn)氣道上壁面，2為唇口，3為唇罩前半部分，4為唇罩后半部分，5為進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)。不起動(dòng)的進(jìn)氣道如圖2所示，在內(nèi)收縮段通常存在較大的分離區(qū)6，本應(yīng)附在唇口2處的斜激波被分離區(qū)誘導(dǎo)的分離激波或喉道處的高壓推出唇口外，產(chǎn)生大量的溢流，激波后氣流進(jìn)入進(jìn)氣道內(nèi)收縮段后無(wú)法順利通過(guò)喉道。通過(guò)對(duì)內(nèi)壓縮段分離區(qū)產(chǎn)生的原因進(jìn)行分析，人們發(fā)現(xiàn)其與下唇口激波在上壁面的入射位置有關(guān)。不起動(dòng)的進(jìn)氣道，下唇口激波往往入射在進(jìn)氣道上壁面肩點(diǎn)5之前，在上壁面產(chǎn)生了嚴(yán)重的激波-邊界層干擾，局部出現(xiàn)較大的逆壓梯度。而壁面邊界層內(nèi)的低能量流體在高逆壓梯度的作用下容易產(chǎn)生回流，于是分離區(qū)6形成。分離區(qū)6的形成進(jìn)一步破壞了內(nèi)壓縮段的面積收縮比，流動(dòng)出現(xiàn)壅塞，進(jìn)氣道處于無(wú)法起動(dòng)的狀態(tài)。

迄今為止，解決該問(wèn)題一種主要的手段是采用變幾何進(jìn)氣道。變幾何進(jìn)氣道是一種利用特定機(jī)械裝置或電磁、流體方式調(diào)整進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)飛行速度下的工作狀態(tài)，以降低保證飛行器進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)的進(jìn)氣道布局形式。傳統(tǒng)的變幾何方式主要有移動(dòng)中心錐、伸縮/轉(zhuǎn)動(dòng)唇口等方式。其主要原理為調(diào)整進(jìn)氣道中心錐、唇口前緣的位置、或調(diào)整唇口的傾斜角度。但這些方式仍存在著許多問(wèn)題。移動(dòng)中心錐變幾何方式移動(dòng)質(zhì)量較大，不僅對(duì)機(jī)械結(jié)構(gòu)強(qiáng)度具有很高的要求，而且需要消耗較多能量。伸縮唇口式在工作原理上與移動(dòng)中心錐相似，移動(dòng)質(zhì)量較小，但是其運(yùn)動(dòng)結(jié)構(gòu)可能會(huì)破壞下壁面的表面平整，所以目前很少采用這種變幾何方式。轉(zhuǎn)動(dòng)唇口式雖然可以實(shí)現(xiàn)對(duì)激波在上壁面入射位置的調(diào)整，但其不僅需要轉(zhuǎn)動(dòng)很大的角度才能達(dá)到較好的效果，對(duì)下唇口激波入射角度的調(diào)整精度也不高，可控性差；而且其無(wú)法避免下壁面的激波-邊界層干擾問(wèn)題。

因此，需要探索研究更可靠、更實(shí)用，能夠有效改善或避免上述問(wèn)題的高超聲速變幾何進(jìn)氣道。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明從氣動(dòng)設(shè)計(jì)角度出發(fā)，參考邊界層流動(dòng)控制原理，提出了一種高超聲速鰓式變幾何多級(jí)斜激波系壓縮進(jìn)氣道，該進(jìn)氣道唇罩前半部分可以進(jìn)行以唇口為中心向外開(kāi)縫的定軸轉(zhuǎn)動(dòng)，溢流放氣，減小上壁面分離區(qū)，提高進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下的起動(dòng)能力。