[發明專利]一種具有展向后掠結構特性的進氣道及設計方法

有效

• 申請號: 202111393054.5
• 申請日: 2021-11-23
• 公開（公告）號: CN114248936B
• 公開（公告）日: 2023-04-28
• 發明（設計）人: 黃河峽;李燦民;唐學斌;蔡佳;譚慧俊;李超;呂靖昊
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學
• 主分類號: B64D33/02
• 分類號: B64D33/02
• 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

本發明涉及一種具有展向后掠結構特性的進氣道及設計方法，通過將進氣道平直唇罩入射激波設計成展向后掠式，利用后掠激波/邊界層干擾誘導產生自進氣道對稱面向兩側的展向順壓力梯度，從而引導干擾區內的低能流自動往進氣道兩側遷移，再配合后掠側板和唇罩入射激波之間形成的溢流窗口，將低能流排移出進氣道內通道。相比于常規的展向平直結構的唇罩，本發明可以減少由唇罩入射激波/邊界層干擾形成的閉式分離對進氣道性能產生負面的影響，且可減少分離區尺度，減輕進氣道的流動控制負擔，改善進氣道的總體氣動性能。

技術領域

本發明涉及超聲速飛行器進氣道領域，特別是一種具有展向后掠結構特性的唇罩設計方法。

背景技術

超聲速進氣道作為吸氣式飛行器的必要部件之一，承擔為發動機供給合適的流量、轉化來流動能、提供均勻持續氣流的功能。對于常規航空渦輪發動機而言，進氣道總壓恢復系數每上升1％，可使其推力增大1.5％，單位耗油率下降2.5％。在實際流動中，激波/邊界層干擾(SWBLI,Shock/Boundary?Layer?Interaction)現象的存在不可避免，邊界層在流過激波時需抵抗逆壓力梯度，但邊界層內流體含有能量較小，在遇到較強激波時，難以抵抗較強的逆壓梯度，出現回流，這就發生了分離現象。一旦分離區過大會使SWBLI的結構變得復雜，影響進氣道氣動性能，降低進氣道總壓恢復系數，造成進氣道出口總壓畸變增加甚至引起進氣道不起動。

為了控制激波/邊界層干擾現象帶來的不利影響，可以通過減少進入進氣道的邊界層低能流體流量來獲得控制效果，傳統的控制方法包括在進氣道和機體之間安裝邊界層隔道，使得由機體發展而來的邊界層通過隔道流走，而不進入進氣道內部，但是安裝邊界層隔道會增大進氣道的迎風面積，從而增大阻力，還會增加機體的重量。目前現有的控制方法中邊界層抽吸采用較多，一般為在流道中增加放氣縫或放氣孔，減少進入進氣道內的低能流，提升進氣道氣動性能，保障進氣道在惡劣工況下的正常起動，但由于需要抽走本該進入進氣道的流體，會造成進氣道捕獲的流量的浪費，同時會顯著增加進氣道的放氣阻力，仍存在新的問題。

發明內容

為了解決上述問題，本發明提供一種具有展向后掠結構特性的進氣道，目的是減少由唇罩入射激波/邊界層干擾形成的閉式分離對進氣道性能產生負面的影響，且可減少分離區尺度，減輕進氣道的流動控制負擔，改善進氣道的總體氣動性能。

本發明還提供了該進氣道的設計方法的技術方案。

為了達到上述目的，本發明具有展向后掠結構特性的進氣道采用的技術方案如下：

一種具有展向后掠結構特性的進氣道，包括唇罩、位于唇罩兩側的側板；唇罩與兩側的側板共同圍成進氣道內通道；所述唇罩的前緣型線為向前凸出的圓弧形；所述側板的前緣型線為自前向后傾斜的直線，側板與唇罩相交位置為該傾斜的直線的最前方。

有益效果：通過將進氣道唇罩設計成弧形展向后掠式，利用后掠激波/邊界層干擾誘導產生自進氣道對稱面向兩側的展向順壓力梯度，從而引導干擾區內的低能流自動往進氣道兩側遷移，再配合后掠側板和唇罩入射激波之間形成的溢流窗口，將低能流排移出進氣道內通道。側板設計為一傾斜結構，且其傾斜的角度大于唇罩激波的入射角，這樣即可在側板處打開一個溢流窗口，將由于激波邊界層干擾導致堆積的壁面附近低能流排移到通道外部，從而避免了低能流進入通道內產生流體的摻混損失，進而提高進氣道性能。

唇罩設計為一后掠構型，通過仿真計算可以發現唇罩的后掠設計能夠在唇罩激波在壁面的入射位置處上下游產生展向的壓力梯度，對稱面處的壓力高，側板處的壓力低，在這樣的展向壓力梯度驅動下，壁面附近的低能流產生了由對稱面向側板方向的橫向流動，由此減少了低能流體堆積的高度，也即減少了分離區的尺寸。

本發明同時提供的該進氣道的設計方法可以采用以下技術方案：

(1)根據進氣道捕獲來流流量的需求確定唇罩壓縮角，使唇罩入射激波沿展向等強度；