[發明專利]新型超/高超聲速進氣道邊界層分離消除方法

在審

• 申請號: 201711346664.3
• 申請日: 2017-12-15
• 公開（公告）號: CN108104950A
• 公開（公告）日: 2018-06-01
• 發明（設計）人: 夏有財;徐萬武;葉偉;李智嚴
• 申請（專利權）人: 中國人民解放軍國防科技大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04
• 代理公司: 長沙國科天河知識產權代理有限公司 43225
• 代理人: 朱桂花

針對超聲速進氣道中存在激波與邊界層相互作用從而引起邊界層分離，對發動機性能產生影響這一技術問題，本發明提供了新型超/高超聲速進氣道邊界層分離消除方法，通過在進氣道唇口處的入射激波路徑上增設隔離入射到唇口內的激波與進氣道上壁面邊界層的隔板，使得入射到進氣道唇口內的激波能夠作用于隔板上以使得入射到唇口內的激波與進氣道上壁面邊界層隔離，使入射激波不能與邊界層相互作用，從而實現減小甚至消除進氣道上壁面邊界層分離。該方法能有效減小甚至消除邊界層分離且相對邊界層吸出方法不存在流量損失，其結構簡單易實現，效果好。

技術領域

本發明涉及發動機進氣道流動控制技術，尤其涉及超/高超聲速進氣道消除邊界層分離的方法。

背景技術

超聲速進氣道是超聲速推進系統的關鍵部件之一，其設計形式和工作特性直接影響了推進系統的整體性能。傳統超聲速進氣道構型主要包括軸對稱進氣道、二維進氣道和側壓式進氣道，分別如圖1、2、3所示。

進氣道和隔離段流場的一個重要特征是存在激波-邊界層相互作用，進而造成邊界層分離。對高超聲速進氣道來說，邊界層分離是一個非常不理想的現象，對進氣道整體性能影響很大，例如增大了局部熱載荷和聲學載荷，增加了進氣道的流動損失，甚至可能造成進氣道不啟動，造成發動機停車甚至破壞發動機結構等嚴重后果，因此研究減小甚至消除高超聲速進氣道邊界層分離的方法對提高進氣道性能有著重要意義。

傳統的邊界層分離消除方法主要有邊界層抽吸、吹除、表面施加渦流發生器等，圖4為一小孔抽吸結構圖。目前，國外超聲速飛行器進氣道及民用飛機進氣道幾乎都已采用邊界層吸除技術。高超聲速進氣道邊界層的高溫特性以及流量損失制約了抽吸技術的發展，另外抽吸會有流量損失，影響發動機推力性能。邊界層吹除技術設備的重量、體積以及產生高壓氣體做功的代價是吹除技術的關鍵。近年來，針對超燃沖壓發動機大尺寸進氣道邊界層分離發展了磁流體局部控制技術(MHD)、熱激勵技術等，與傳統邊界層分離控制方法相比，MHD技術具有結構簡單、控制靈活以及激勵頻帶寬等優勢。仿真和試驗結果均表明，MHD和熱激勵技術均能起到減小邊界層分離的效果，但是MHD技術和熱激勵技術都需要電磁激勵器、離子發生器等設備，且需要消耗大量的能源，對發動機整體性能是不利的。

發明內容

針對超聲速進氣道中存在激波與邊界層相互作用從而引起邊界層分離，對發動機性能產生影響這一技術問題，本發明提出新型超/高超聲速進氣道邊界層分離消除方法。通過在進氣道唇口激波路徑上安裝一塊隔板，隔離激波與邊界層，使激波不能與邊界層相互作用，從而起到消除邊界層分離的作用。

新型超/高超聲速進氣道邊界層分離消除方法，通過在進氣道唇口處的入射激波路徑上增設隔離入射到唇口內的激波與進氣道上壁面邊界層的隔板，使得入射到進氣道唇口內的激波能夠作用于隔板上以使得入射到唇口內的激波與進氣道上壁面邊界層隔離，即減小甚至完全避免入射到唇口內的激波與進氣道上壁面邊界層相互作用，實現減小甚至消除進氣道上壁面邊界層分離。其中：進氣道包括相對設置的上壁面和下壁面，下壁面的前段點即為進氣道唇口。隔板設置在上壁面和下壁面之間，隔板的左右兩側邊分別固定在其對應的進氣道左右兩側的內側壁上。

本發明所述上壁面包括上壁面前段和上壁面后段，上壁面前段向前延伸形成多個依次連接且具有不同傾斜角度的前體壓縮面，依進氣道其來流方向依次設為第一前體壓縮面、第二前體壓縮面……直至最后一個前體壓縮面；最后一個前體壓縮面后連接的上壁面后段是水平設置的，傾斜設置的最后一個前體壓縮面與上壁面后段之間的轉接位置為肩點，肩點處呈一夾角過渡或者呈圓弧過渡；

所述下壁面包括下壁面前段和下壁面后段，下壁面前段的前端點即為進氣道唇口，下壁面前段傾斜設置且與上壁面上的最后一個前體壓縮面相對，上壁面后段為與下壁面后段平行相對設置；