[發明專利]具有雙設計點的定幾何軸對稱進氣道

有效

• 申請號: 201910162404.3
• 申請日: 2019-03-05
• 公開（公告）號: CN110030112B
• 公開（公告）日: 2020-11-13
• 發明（設計）人: 謝旅榮;張兵;王衛星;汪昆;段旭;趙有喜
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: F02K7/10
• 分類號: F02K7/10;F02C7/057;F02C7/04
• 代理公司: 南京蘇高專利商標事務所(普通合伙) 32204
• 代理人: 張弛

本發明公開了一種具有雙設計點的定幾何軸對稱進氣道，通過不同單設計點組合構成雙設計點定幾何進氣道。其中在同一壓縮型面下，利用不同設計點唇罩位置不同，構建前后交錯的唇口實現雙設計點進氣道設計。在前后交錯的唇口作用下，低來流馬赫數時，進氣道易于實現自起動，而高來流馬赫數時，可以有效改善由于前體激波入射至唇口內所引起的流動分離現象；該設計方案可以使進氣道實現寬馬赫數范圍工作，且有較高性能。本發明結構簡單，易于實現。

技術領域

本發明涉及吸氣式超聲速/高超聲速飛行器設計領域，具體涉及的是飛行器上使用的一種進氣道。

背景技術

沖壓發動機是吸氣式超聲速/高超聲速飛行器推進系統的首選，進氣道作為沖壓發動機的一個重要部件，其功用是捕獲空氣并對氣流進行壓縮，從而向發動機提供所需的流場，其性能和所提供的流場品質，對發動機及整個飛行器的性能具有重要的影響。因此，進氣道的設計是沖壓發動機的關鍵技術之一。

在進氣道結構的設計和改進中，“設計點”作為必須要考慮的技術指標。可結合參考《沖壓發動機原理及技術》一書(徐旭等編著,出版社:北京航空航天大學出版社)一般地，將進氣道外壓激波系恰好打到外唇罩口所對應的飛行馬赫數叫做封口馬赫數(或者額定馬赫數)，此時的飛行馬赫數習慣上被稱之為設計點馬赫數。在超/高超聲速飛行器進氣道領域中，進氣道設計點是指進氣道在某一飛行高度下，飛行馬赫數達到封口馬赫數，即為進氣道處在設計狀態下工作。

與飛行器飛行一樣，一般來說進氣道主要在四種飛行狀態下工作，分別是靜止或起飛狀態、爬高狀態、平飛狀態(巡航狀態)和俯沖狀態。進氣道設計點一般選擇在平飛狀態。在一定的飛行范圍內，要求進氣道設計點的流量系數、總壓恢復系數等氣動性能均是最優的，對于幾何型面不可調的進氣道來說為滿足設計性能則其他飛行狀態的性能會有所損失。因此定幾何進氣道設計點的選擇不同會對其他飛行狀態下的進氣道氣動性能帶來較大影響從而影響沖壓發動機的推力。

隨著對飛行速度的不斷追求，對高超聲速飛行器的穩定工作范圍要求也越來越高。目前，能夠滿足寬馬赫數工作且有較高性能的進氣道大都是采用變幾何進氣道或者是采用復雜的流場控制。這樣的進氣道往往結構復雜，工藝加工較困難，且可靠性較差。而常規的定幾何進氣道雖然在設計點具有較高的性能，但在實際飛行中凸顯出非設計點性能較低的缺點，且為了滿足進氣道的自起動性能，定幾何進氣道的內收縮比通常比較小，這使得進氣道的外壓縮比較大，從而導致低馬赫數下流量系數較低，影響發動機的推力和加速性能；而在高馬赫數下由于外壓縮段激波交匯于唇口內側，易造成唇罩附近的附面層發生流動分離，導致進氣道總壓損失增大，嚴重時甚至會破壞整個進氣道的流場，造成高馬赫數下進氣道的不起動。

因此為拓寬結構簡單的定幾何軸對稱進氣道的工作范圍，需要一種新的進氣道設計方案來解決上述問題。

發明內容

發明目的：本發明提供了一種具有雙設計點的定幾何軸對稱進氣道，能夠降低進氣道的自起動馬赫數，拓寬進氣道的工作范圍，提高進氣道工作性能。

技術方案：為實現上述發明目的，本發明采用如下技術方案。

一種具有雙設計點的定幾何軸對稱進氣道，其包括進氣道主體，安裝在進氣道主體外側的進氣道唇罩；所述進氣道主體與進氣道唇罩之間為進氣道內通道，該進氣道唇罩包括若干第一設計點唇罩組件及若干第二設計點唇罩組件，且第一設計點唇罩組件共同形成第一設計點唇罩，該第一設計點唇罩對應進氣道的第一設計點；第二設計點唇罩組件結構共同形成第二設計點唇罩，該第二設計點唇罩對應進氣道的第二設計點；第一設計點唇罩組件與第二設計點唇罩組共用同一壓縮型面，且第一設計點唇罩組件與第二設計點唇罩組件一一交替排列并共同圍成進氣道唇罩；第一設計點唇罩與第二設計點唇罩處的內壓縮角的角度相同。