[發明專利]提高燃燒室入口的總壓恢復系數與優化進氣道的設計結構

有效

• 申請號: 202010772053.0
• 申請日: 2020-08-04
• 公開（公告）號: CN111946462B
• 公開（公告）日: 2021-10-26
• 發明（設計）人: 田立豐;丁浩;郭美琦
• 申請（專利權）人: 中山大學
• 主分類號: F02C7/04
• 分類號: F02C7/04;F02C7/057
• 代理公司: 深圳市創富知識產權代理有限公司 44367
• 代理人: 李思坪

本發明公開了一種提高燃燒室入口的總壓恢復系數與優化進氣道的設計結構，具有進氣道，以及與所述進氣道相切連接的隔離段，其中，所述相切連接的區域為交界面，所述交界面向下游偏移量為28?32mm，所述燃燒室入口的總壓恢復系數最高。本發明的有益效果在于，當進氣道流向伸縮是提高燃燒室入口的總壓恢復系數、優化進氣道設計的有效手段時，通過本發明的偏移量實現了燃燒室入口的總壓恢復系數的峰值。

技術領域

本發明涉及飛行器發動機進氣道的技術領域，具體涉及一種提高燃燒室入口的總壓恢復系數與優化進氣道的設計結構。

技術背景

近年來，伴隨著航空航天技術的快速發展，世界各國加大對高超聲速飛行器研制的投入力度。進氣道是高超聲速飛行器超燃沖壓發動機的重要組成部分，對發動機的性能起著關鍵作用。目前，國內外主流的進氣道形式有軸對稱進氣道、二維壓縮進氣道、三維側壓式進氣道和三維內收縮進氣道。內收縮進氣道憑借其較高的壓縮效率、較強的流量捕獲能力等優點，受到研究者的重點關注。

超燃沖壓發動機的進氣道結構復雜，與超聲速氣流相互作用產生復雜的激波結構，氣流經過激波后總壓降低，造成總壓損失，對發動機推力影響較大，主要表現在兩個方面：一方面，進入發動機的空氣流量減少；另一方面，尾噴管出口燃氣速度降低。通常，總壓恢復系數減少1％，可使發動機推力損失約1.25％。在實際飛行中，特別是對于高超聲速飛行，飛行器的進氣道及隔離段內部的流動非常復雜，存在很多干擾因素，比如激波/膨脹波、激波/附面層之間的干擾現象，而且實際來流往往不是均勻來流，采用實驗方法開展研究難度大、成本高。

為了提高進氣道的壓縮效率、減少進氣道及隔離段阻力和提供流場均勻的高品質氣流，國內外一些學者做了相關的研究。其中，通過改變壁面型線、優化進氣道唇口平面形狀、引入型面漸變技術和邊界層修正技術改善了進氣道的氣動性能；也有通過編制了內轉式進氣道設計程序，研究了典型幾何參數對基準流場氣動性能的影響，并給出了參數的影響規律。同時，劉蕾等對某型二維高超聲速進氣道進行了數值仿真計算，研究了喉道肩點圓弧半徑對進氣道性能的影響。但是隔離段由于結構比較簡單，相關研究比較少，Waltrup、Lin和田旭昂等采用數值分析方法研究了隔離段截面形狀以及隔離段內激波串對隔離段性能的影響。

目前該領域相關研究大多是單獨對進氣道進行優化，或者是單獨對隔離段進行研究。然而，在高超聲速飛行器飛行的過程中，進氣道與隔離段是一個整體，其作用是為燃燒室提供均勻穩定的高品質氣流，進氣道與隔離段的總體性能直接影響超燃沖壓發動機的性能。因此，對高超聲速進氣道與隔離段整體的研究是非常有必要的。

發明內容

針對現有技術的不足，本發明旨在提供一種提高燃燒室入口的總壓恢復系數與優化進氣道的設計結構，對飛行器進氣道與隔離段整體進行數值模擬，保持進氣道與隔離段總長度不變，通過伸縮進氣道調整與隔離段交界面的位置來研究其對燃燒室入口處總壓恢復的影響，確定燃燒室入口處最高總壓恢復系數所對應的交界面位置，從而實現對該飛行器進氣道優化設計的目的。

為了實現上述目的，本發明采用的技術方案如下：

提高燃燒室入口的總壓恢復系數與優化進氣道的設計結構，具有進氣道段，以及與所述進氣道段相切連接的隔離段，其中，所述相切連接的區域為交界面，所述交界面向下游偏移量為28-32mm，所述燃燒室入口的總壓恢復系數最高。

需要說明的是，所述總壓恢復系數的峰值為0.2484。

進一步的，本發明還提供一種提高燃燒室入口的總壓恢復系數與優化進氣道的設計方法，所述方法包括將靠近于所述隔離段的進氣道進行延伸，增加所述進氣道的彎曲區域。

更進一步的，所述彎曲區域的延長，相當于將所述進氣道與所述隔離段的交界面往下游方向偏移。

本發明的有益效果在于，當進氣道流向伸縮是提高燃燒室入口的總壓恢復系數、優化進氣道設計的有效手段時，通過本發明的2段偏移量為均可達到燃燒室入口的總壓恢復系數的峰值。