[發(fā)明專利]一種高超/超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道唇口及其設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810341761.1
• 申請(qǐng)日: 2018-04-17
• 公開（公告）號(hào): CN108412618B
• 公開（公告）日: 2019-11-15
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 王翼;趙星宇;范曉檣;徐尚成;陸雷;閆郭偉
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國(guó)人民解放軍國(guó)防科技大學(xué)
• 主分類號(hào): F02C7/04
• 分類號(hào): F02C7/04
• 代理公司: 43225 長(zhǎng)沙國(guó)科天河知識(shí)產(chǎn)權(quán)代理有限公司
• 代理人: 董惠文<國(guó)際申請(qǐng)>=<國(guó)際公布>=<進(jìn)入

本發(fā)明涉及一種高超聲速飛行器的進(jìn)氣道唇口設(shè)計(jì)方法，屬于高超聲速進(jìn)氣道應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明的進(jìn)氣道設(shè)置在飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)上，進(jìn)氣道的前端為鋸齒狀唇口，鋸齒狀唇口包括若干片唇頁，唇頁的側(cè)壁首位相接形成封閉的鋸齒狀唇口，以鋸齒狀唇口的中心為回轉(zhuǎn)軸線，唇頁以回轉(zhuǎn)軸線為陣列軸陣列排布。本發(fā)明沒有引入活動(dòng)機(jī)構(gòu)，避免增加系統(tǒng)的重量和復(fù)雜程度，免除帶來聯(lián)接、密封、冷卻、控制等問題，加工制作工藝簡(jiǎn)單，能夠改善軸對(duì)稱進(jìn)氣道的啟動(dòng)性能的同時(shí)，還不會(huì)影響其壓縮性能、減少捕獲來流，保證進(jìn)氣道的工作效率，提高其啟動(dòng)性能。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高超聲速進(jìn)氣道應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種高超/超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道唇口及其設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

高超聲速飛行器是目前國(guó)防發(fā)展的前沿領(lǐng)域，作為一種能夠?qū)崿F(xiàn)快速打擊的武器裝備，其作戰(zhàn)指令響應(yīng)迅速，戰(zhàn)場(chǎng)生存強(qiáng)，破壞力極大，因此，研究和發(fā)展高超聲速飛行器具有巨大的軍事、經(jīng)濟(jì)價(jià)值，從而能鞏固和增強(qiáng)國(guó)家的國(guó)防實(shí)力和綜合國(guó)力。高超聲速飛行器在大氣層內(nèi)飛行，通常采用超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)作為動(dòng)力，高超聲速進(jìn)氣道作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)重要部件之一，其主要作用是捕獲來流并對(duì)氣流進(jìn)行減速增壓，以保證燃燒室的組織順利燃燒，軸對(duì)稱進(jìn)氣道是其中的典型構(gòu)型，現(xiàn)有的軸對(duì)稱進(jìn)氣道的唇口一般采用單元平唇口，被大量應(yīng)用于導(dǎo)彈武器和飛機(jī)中。

當(dāng)飛行馬赫數(shù)較低時(shí)，高超聲速進(jìn)氣道會(huì)遇到啟動(dòng)困難的問題，當(dāng)馬赫數(shù)過小導(dǎo)致進(jìn)氣道為不啟動(dòng)狀態(tài)時(shí)，其內(nèi)部大規(guī)模的流動(dòng)分離會(huì)使發(fā)動(dòng)機(jī)推力不足甚至熄火，因此需要盡量降低進(jìn)氣道的啟動(dòng)馬赫數(shù)，來提高進(jìn)氣道可靠工作的裕度。

目前改善進(jìn)氣道啟動(dòng)問題的方法主要有三種：

第一，構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)；

構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)是在給定的進(jìn)氣道設(shè)計(jì)約束下，通過改變?cè)O(shè)計(jì)輸入變量迭代計(jì)算出某種優(yōu)化標(biāo)準(zhǔn)下的最佳優(yōu)化構(gòu)型，這種構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)方法往往需要對(duì)進(jìn)氣道進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，因此其工作量大，難度也較大，且大多數(shù)的改進(jìn)方法是犧牲了進(jìn)氣道的壓縮性能來改善啟動(dòng)性能。

第二，變幾何設(shè)計(jì)技術(shù)；

變幾何技術(shù)主要是通過改變進(jìn)氣道一些部件的角度和位置，實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道內(nèi)收縮比的變化，以便于輔助進(jìn)氣道起動(dòng)。常用的變幾何手段主要有旋轉(zhuǎn)唇口與平移唇口兩種方式。旋轉(zhuǎn)唇口的方式運(yùn)用Kantrowiz公式得到不同馬赫數(shù)狀態(tài)下的唇口角，可實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道的寬?cǎi)R赫數(shù)范圍工作。平移唇口的方式通過在馬赫數(shù)工作下限時(shí)將唇口前移完成啟動(dòng)，在馬赫數(shù)工作上限時(shí)唇口后退，使激波封口，同樣拓寬了進(jìn)氣道的工作范圍，運(yùn)用變幾何技術(shù)都需要引入活動(dòng)機(jī)構(gòu)，不可避免地增加系統(tǒng)的重量、復(fù)雜程度，帶來聯(lián)接、密封、冷卻、控制等問題，并且使得系統(tǒng)的可靠性降低，對(duì)飛行器總體設(shè)計(jì)產(chǎn)生不利影響。

第三，流動(dòng)控制技術(shù)；

流動(dòng)控制技術(shù)采用減小進(jìn)氣道內(nèi)分離規(guī)模的思想提高啟動(dòng)性能，按照是否有前饋、反饋可分為主動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)與被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)。常用的流動(dòng)控制技術(shù)有附面層抽吸、Bump構(gòu)型、渦流發(fā)生器等。附面層抽吸通過對(duì)分離區(qū)進(jìn)行抽吸，將附面層內(nèi)的低能流排出進(jìn)氣道，從而減小分離區(qū)范圍、降低附面層的高度。Bump構(gòu)型是指在進(jìn)氣道前用一個(gè)會(huì)產(chǎn)生橫向壓力梯度的鼓包代替原來的隔道，使進(jìn)氣道入口之前的邊界層低能流自動(dòng)向兩側(cè)排移，從而達(dá)到減小邊界層的目的。渦流發(fā)生器是以某一安裝角垂直地安裝在進(jìn)氣道表面上的小展弦比小機(jī)翼，它產(chǎn)生高能量的翼尖渦與下游的低能量邊界層流動(dòng)混合后，使處于逆壓梯度中的邊界層流場(chǎng)獲得附加能量后能夠繼續(xù)貼附在進(jìn)氣道前體表面而不致分離，這種流動(dòng)控制技術(shù)帶來進(jìn)氣道加工的復(fù)雜，且抽吸裝置與控制回路同樣增加了系統(tǒng)的重量與復(fù)雜程度。被動(dòng)流動(dòng)控制技術(shù)會(huì)帶來進(jìn)氣道總壓損失大、氣流畸變嚴(yán)重的缺點(diǎn)。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有高超聲速進(jìn)氣道應(yīng)用技術(shù)領(lǐng)域中存在的不足，提出一種高超/超聲速軸對(duì)稱進(jìn)氣道唇口及其設(shè)計(jì)方法，在不影響進(jìn)氣道壓縮性能的前提下，降低飛行器的啟動(dòng)馬赫數(shù)，提高進(jìn)氣道的啟動(dòng)性能。